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:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 | 6 |   ...   | 15 |

«МИНОБРНАУКИ РОССИИ Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования «МАТИ» – Российский государственный технологический ...»

-- [ Страница 4 ] --

Однако использование МКА уже длительное время ограничивается одиночными запусками в рамках малобюджетных исследовательских программ, что заведомо ставит их в более проигрышное положение перед классическими «большими» КА в большинстве сегментов космических услуг в силу очевидных ограничений, связанных с малой массой и энергоемкостью МГКА. Относительная дешевизна МКА, а, следовательно, экономи ческая целесообразность их массового производства и запуска предоставляет заман чивую возможность создания спутниковых систем глобального оперативного обслужи вания, позволяющих формировать для потребителя информационные поля с высокими показателями глобальности, непрерывности и оперативности услуг. Однако, несмотря на значительное число разработок собственно МКА, спутниковые системы глобального оперативного обслуживания на их базе, кроме систем низкоорбитальной связи, в на стоящее время не создаются. Основной причиной видится неочевидность преимуществ таких систем по сравнению с существующими именно в силу ограниченности возмож ностей отдельного МКА по выполнению целевых задач. Ведь все традиционные косми ческие системы, несмотря на значительное количество космических аппаратов (КА) в их составе, решение целевой задачи возлагают на отдельный КА, который для этого дол жен обладать соответствующей энергоемкостью и габаритами, снижение которых может сделать невозможным для отдельного КА выполнение целевой задачи. Между тем про веденный анализ показал, что многоспутниковые (численностью до нескольких сотен МКА) системы обладают рядом качественно новых системных свойств, представляющих интерес как для конечного пользователя (получающего качественную услугу), так и для производителя (реализующего требования потребителя с помощью дешевых КА, произ водимых серийно и массово). Новые системные свойства проявляются в виде следую щих полезных эффектов.

* Статья подготовлена по результатам исследований, проведенных по гранту РФФИ 10-07-00217 а 2010 г.

96 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ 1. Эффект непрерывности наблюдения, под которой понимается получение потре бителем достаточной информации о цели с периодичностью не хуже той, при которой координаты или состояние цели с точки зрения интересов потребителя изменяются не существенно, то есть могут считаться неизменными. Реализуется формированием мно госпутниковой орбитальной группировки глобального непрерывного обзора. Позволяет декомпозировать космическую систему оперативного мониторинга (КСОН) на две под системы: а) низкопериодическую подсистему идентификации целей с КА мониторинга с целевой аппаратурой наблюдения (ЦАН) высокого разрешения;

б) высокопериодиче скую (непрерывного наблюдения) подсистему сопровождения целей с КА мониторинга с ЦАН низкого разрешения.

2. Эффект одномоментности наблюдения цели несколькими независимыми КА.

Реализуется формированием орбитальной структуры, обеспечивающей заданное про странственное положение нескольких КА по отношению к объекту наблюдения. Позволяет повысить вероятность обнаружения (распознавании) наблюдаемого объекта для задан ного уровня распознавания.

3. Эффект многопозиционности наблюдения, при котором независимые ЦАН од ного и того же типа находятся на удалении друг от друга, одномоментно находясь в зоне видимости цели наблюдения. Реализуется формированием орбитальной структуры, обеспечивающей заданное пространственное положение нескольких КА по отношению к друг к другу в момент выполнения задачи. Позволяет для ЦАН видовой разведки реали зовать эффект стереоскопичности наблюдения (в том числе и подвижной, быстроизме няющейся цели), для радиолокационной ЦАН добиться устранения ошибки определения координат высокоскоростных целей, характерной для наблюдения технически более со вершенным, но одиночным локатором, для радиотехнической ЦАН обеспечивает воз можность определения координат радиоизлучающей цели.

4. Эффект комплексности наблюдения, при котором наблюдение цели осущест вляется в различных диапазонах электромагнитных волн. Реализуется разнообразием типов ЦАН на борту различных МКА в составе группировки, что также позволяет повы сить вероятность распознавания (определения состояния) цели.

5. Эффект обмена технической простоты на организационную сложность. Реализуется упрощением конструкции единичного КА (применение пассивных систем ориентации, сни жение требований к характеристикам бортовых обеспечивающих систем и ЦАН, снижение требований к качеству управления и т.п.) в сочетании с организацией межспутникового взаи модействия между функционально специализированными МКА. Позволяет за счет удешев ления производства отдельного МКА снизить себестоимость всей орбитальной группировки и, таким образом, сделать её избыточной по численности, что в свою очередь позволяет существенно повысить её надежность и живучесть. Однако значительное (порядка несколь ких сотен) число МКА в орбитальной группировке приводит к технической нереализуемости традиционной технологии управления группировкой путем управления каждым КА в отдель ности, прежде всего из-за ограничений на пропускную способность и энергоемкость каналов связи «земля-борт», «борт-земля». Невозможность реализовать циклы управления отдель но по каждому объекту приводит к естественному решению объединить такие объекты в группу, которая с точки зрения управления и контроля будет представлять собой единый пространственно-распределенный объект — кластер, под которым понимается совокуп ность КА, которые наземными средствами управляются совместно, как одно целое.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Само разнообразие геометрических форм построения кластера МКА для реали зации необходимой совокупности прикладных системных эффектов в ходе выполнения целевой задачи порождает проблему выбора необходимой геометрии построения ра бочей структуры кластера, выделяемой из состава орбитальной группировки, которая предполагается численно избыточной.

Например, прикладной эффект одномоментности наблюдения цели несколькими независимыми КА заключается в таком пространственном положении одного или не скольких (не менее двух) КА, при котором все они в некоторый момент времени могут одновременно наблюдать цель (находятся в зоне видимости цели).

Как уже было упомянуто, такой системный эффект позволяет повысить вероят ность обнаружения (распознавания) наблюдаемого объекта для заданного уровня рас познавания путем использования подходов статистического коллективного распозна вания. Согласно [1] потенциальная вероятность распознавания объекта РТ зависит от вероятности распознавания T одиночным распознающим автоматом (под которым пони мается аппаратура наблюдения, осуществляющая распознавание цели) и численностью Т наблюдающих датчиков в соответствии с выражением T РТ = 1 t, t = то есть при увеличении численности наблюдающих датчиков вероятность обнаружения цели вырастает. Реальная величина вероятности распознавания, кроме указанных фак торов, зависит от алгоритма обработки информации системой распознающих автоматов.

Под моментом времени в данном случае понимается такой промежуток времени, в течение которого ни состояние объекта наблюдения, ни существенные для наблюдения условия (освещенность, состояние атмосферы, состояние самой аппаратуры наблюде ния) не изменяются существенным для результата наблюдения образом.

Геометрически эффект одномоментности реализуется для не менее двух КА (или для двух последовательных положений в пространстве одного КА), одновременно нахо дящихся в зоне видимости цели, т.е. такое пространственное положение КА, для которых справедливо условие ji j где ji – центральный угол (угловой параметр зоны радиовидимости) i-го КА с j-м типом аппаратуры наблюдения;

j – центральный угол (угловой параметр зоны радиовидимо сти) для j-го типа аппаратуры наблюдения, характеризующегося углом зрения j, для случая наблюдения цели с высоты h при угле места видимости цели j.

Центральный угол i определяется [2] из соотношения (см. рис. 1):

, или, при условии:

, где RЗ =6371 км — радиус Земли.

98 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 1. Определение условия Рис. 2. Определение условия реализации реализации геометрического геометрического фактора одномоментности фактора одномоментности для КА с радиолокационной аппаратурой наблюдения Данные выражения справедливы для всех типов аппаратуры наблюдения, кроме радиолокационной. Учитывая, что характерным для радиолокационной аппаратуры является возможность наблюдения только в диапазоне углов наблюдения PЛC =30°…60°, условие одномоментности наблюдения приобретает вид (рис. 2):

, а центральные углы PЛCmax, PЛCmin определяются из соотношений:

,, где PЛCmax, PЛCmin– соответственно максимальное и минимальное значения угла зрения радиолокационной аппаратуры.

Таким образом, геометрическое место точек, при расположении в которых КА ре ализуют эффект одномоментности в ходе наблюдения точечной цели, представляет со бой поверхность сферического сегмента конуса для КА оптического и радиотехнического наблюдения и поверхность сферического сегмента пустотелого конуса для КА радиоло кационного наблюдения.

В ходе реализации эффекта одномоментности наблюдения должны реализовы ваться требования обеспечения максимальной информативности при минимальных за тратах ресурса кластера. Важно, что ресурс КА в кластере расходуется не только на получение информации, но и на ее передачу и обработку.

Противоречивость данных требований заключается в том, что:

для получения максимальной информативности требуется формировать рабочую структуру кластера прежде всего из разнотипных КА, равномерно распределенных по зоне видимости (рис. 3), так как согласно [1] при независимых и одинаково распределенных вероятностях гипотез вероятность ошибки распознавания системой T стремится к нулю при увеличении числа классов М (под которым в данном случае понимается отдельный тип ЦАН со своим специфическим набором характеристик распознавания) и числа распознающих автоматов Т:

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 3. Выбор рабочей структуры кластера при реализации эффекта одномоментности для условия обеспечения максимальной информативности (в первую очередь в рабочую структуру включаются разнотипные КА, равномерно распределенные по зоне видимости), где F — функция распределения ( — условная плотность вероятности гипотезы о распознавании h распознающего автомата);

• для обеспечения минимального расхода ресурса на передачу информации требуется формировать рабочую структуру кластера прежде всего из КА, близко расположенных к лидеру, что обеспечивает минимальный расход энергии на межспутниковую связь (рис. 4) в соответствии с формулой для мощности сигналов связи Рс, Вт:

, где Риз — мощность излучения передатчика, Вт;

Gа — коэффициент направленного действия антенны приемника в направлении на передатчик;

Gр — коэффициент направленного действия антенны передатчика в направлении на приемник;

– длина волны излучения, м;

Dн — дальность, м.;

• для обеспечения минимального расхода ресурса на обработку информации требуется формировать рабочую структуру кластера прежде всего из однотипных КА, близко расположенных друг к другу (рис. 5), что снижает степень разнородности информации и позволяет обрабатывать её более простыми алгоритмами, что в свою очередь снижает нагрузку на аппаратуру КА-лидера и повышает оперативность обработки информации.

100 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 4. Выбор рабочей структуры кластера при Рис. 5. Выбор рабочей структуры кластера при реализации эффекта одномоментности для реализации эффекта одномоментности для условия обеспечения минимального расхода условия обеспечения минимального расхода ресурса на передачу информации (в первую ресурса на обработку информации очередь в рабочую структуру включаются КА, (в первую очередь в рабочую структуру близко расположенные к КА-лидеру). включаются однотипные КА, близко расположенные друг к другу) Таким образом, возникает необходимость формирования следующих алгоритмов формирования рабочей структуры кластера при реализации эффекта одномоментности наблюдения:

1. Алгоритм выбора последовательности КА, включаемых в рабочую структуру кластера, обеспечивающий разнотипность и равномерность пространственной распределенности избранных КА для достижения максимальной информативности наблюдения;

2. Алгоритм выбора последовательности КА, включаемых в рабочую структуру кластера, обеспечивающий минимальное расстояние до КА-лидера для достижения минимальных затрат энергии на межспутниковый обмен;

3. Алгоритм выбора последовательности КА, включаемых в рабочую структуру кластера, обеспечивающий однотипность и минимальность пространственной распределенности избранных КА для достижения минимальных затрат на обработку результатов наблюдения.

Аналогично сложной является задача выбора рабочей структуры кластера при реализации других прикладных системных эффектов. Достаточно сказать, что эффект многопозиционности наблюдения цели в зависимости от типа ЦАН на борту МКА реали зуется в виде геометрического построения для стереосъемки (для КА оптико-электронно го и радиолокационного наблюдения), интерферометрической съемки (для КА радиоло кационного наблюдения) и угловой пеленгации (для КА радиотехнического наблюдения), каждый из которых характеризуется собственным набором геометрических соотношений и характеристик качества выполнения целевой задачи.

Литература 1. Барабаш Ю.Л. Коллективные статистические решения при распознавании. — М.:

Радио и связь, 1983.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ УДК 681.7. ПРИМЕНЕНИЕ КОНЦЕПЦИИ ВИРТУАЛЬНЫХ СИСТЕМ ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ОПТИЧЕСКИХ ТРАЕКТОРНЫХ ИЗМЕРЕНИЙ* к.т.н. С.В. Мацыкин, к.т.н. В.В. Осипов, к.ф-м.н. С.Б. Савилкин Рассматривается задача измерений параметров движения летательных аппаратов оптическими методами. Предлагается новый подход к решению данной задачи, основанный на использовании элек тронных методов получения и обработки изображений на основе применения концепции виртуальных приборов и систем, который позволяет существенно повысить оперативность обработки результатов из мерений и довести ее практически до темпа реального времени.

The problem of measurements of parameters of movement of flying machines is considered by optical methods. The new approach to the decision of the given problem Is offered, based on use of electronic methods of reception and processing of images on the basis of application of the concept of virtual devices and systems which allows to raise essentially efficiency of processing of results of measurements and to finish it practically to rate of real time.

Введение Для измерения параметров движения летательных аппаратов (ЛА) используются радиотехнические, оптические и оптико-электронные средства. В последние годы для этой цели также находят применение методы и средства, основанные на использовании систем спутниковой навигации.

Оптические средства начали использоваться для траекторных измерений одними из первых. В настоящее время они не потеряли своей актуальности и продолжают оста ваться (наряду с радиотехническими средствами) одними из основных источников полу чения данных о траекторных параметрах ЛА.

Каждое из указанных средств имеет свои сильные и слабые стороны, определя емые их принципами действия, что и определяет области использования тех или иных средств измерений. Если сравнить измерительные средства, основанные на оптических методах, с радиотехническими, то можно сделать вывод, что последние имеют следую щие преимущества:

Дальний радиус действия;

Высокая оперативность получения результатов измерений, достигающая реально го масштаба времени (РМВ);

Слабая метеозависимость, т.е. практическая всепогодность.

Однако радиотехническим средствам присущ и ряд недостатков, происходящих из их принципов действия. К таковым следует отнести следующие:

• ограниченная точность измерений, особенно на малых расстояниях;

• сложность и высокая стоимость производства и эксплуатации;

• значительное энергопотребление;

• подверженность помехам как естественного, так и искусственного происхождения;

Необходимость обеспечения электромагнитной совместимости с другими ради оэлектронными средствами, использующими электромагнитные излучения в диапа зонах радиоволн. Данный недостаток особенно обостряется в последние годы, что связано с бурным развитием всевозможных телекоммуникационных систем радио технического принципа, например, систем подвижной сотовой связи.

* Статья подготовлена по результатам исследований, проведенных при выполнении гранта РФФИ 09-07-00055-а.

102 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Оптические средства в значительной степени свободны от указанных недостатков.

Они имеют высокую точность, существенно проще и дешевле радиотехнических средств, обладают незначительным потреблением энергии и не имеют проблем с электромагнит ной совместимостью, ибо ничего не излучают. Кроме того, оптические средства имеют еще одно существенное преимущество — они позволяют получать визуальное изобра жение ЛА, что может значительно облегчить анализ нештатных ситуаций. Главными не достатками оптических измерительных систем следует считать следующие:

• метеозависимость;

• низкая оперативность.

Анализ указанных недостатков приводит к выводу, что первый из них является принципиальной особенностью оптических методов измерений, и практически един ственным способом его нейтрализации является установка оптических средств в реги онах с преобладанием ясной погоды (что и делалось во все времена использования подобных средств). Второй недостаток ( в отличие от первого) не является принципиаль ным. Его наличие объяснялось принятыми методами получения и обработки изображе ний, которые оставались практически неизменными с самого начала применения подоб ных средств в 40-е годы прошлого века.

В нашей стране различные времена был создан и успешно эксплуатировался ряд траекторных измерительных систем оптического принципа, обычно называемых кино теодолитами и фоторегистрирующими станциями. К таковым относятся такие системы, как «Виола», «Висмутин» и ряд других. Подобные системы относятся к классу углоизме рительных приборов. Система обычно состоит из нескольких станций, разнесенных на некоторое расстояние от трассы полета ЛА. Каждая из станций геодезически привязана к местности с высокой точностью и измеряет пару угловых координат цели — углы азиму та и места. Искомые координаты ЛА определяются путем обработки данных, полученных от нескольких станций (минимум от двух, чаще — от трех).

Принцип измерения углов является сходным для всех оптических средств. Он ос нован на фото- или киносъемке полета ЛА. При этом каждый кадр на пленке сопровожда ется данными о текущем положении направления оптической оси объектива и соответ ствующем значении точного времени. Как правило, указанные данные непосредственно впечатывались в кадры на пленке оптическими методами. Сопровождение полета ЛА могло осуществляться вручную оператором или с использованием систем автосопро вождения. Во всех случаях необходимо обеспечить постоянное нахождение ЛА в преде лах поля зрения объектива.

Обработка результатов измерений, полученных такими средствами, являлась до вольно долгим и трудоемким процессом: вначале было необходимо обработать получен ные фотоматериалы — проявить, закрепить, промыть, высушить. Затем наступал этап покадровой обработки пленки: необходимо было визуально снять с кадра значения углов азимута и места и текущего времени, рассчитать поправку на смещение ЛА от центра кадра и внести результаты в специальные таблицы. Указанные операции производились вручную и требовали длительного и кропотливого труда большого числа квалифициро ванных специалистов. Несмотря на это, процесс обработки был длительным, и ошибки в расчетах не были редкостью.

Для повышения оперативности и достоверности результатов необходимо автома тизировать процесс обработки изображений. Это предполагает необходимость отказа от использования фотопроцессов и переход на новые принципы обработки электронных Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ цифровых изображений. Современное развитие элементной базы оптоэлектроники и вычислительной техники создает благоприятные условия для решения этой задачи.

Оптико-электронный теодолит Перспективным направлением модернизации существующих оптических измери тельных средств является замена пленочного узла на оптико-электронный, содержащий первичный преобразователь цифрового изображения в виде ПЗС-матрицы. Такая ма трица должна иметь достаточно хорошее разрешение, высокую чувствительность и гео метрическую точность. Кроме того, они должны обеспечивать съемку с частотой кадров, не меньшей, чем при использовании киносъемки, т.е. порядка 24 кадров в секунду. К большому сожалению, отечественная электронная промышленность в настоящее вре мя не производит ПЗС-матриц с подходящими характеристиками. Для использования в оптических средствах пригодны в основном матрицы производства фирмы Kodak, и с некоторыми ограничениями — продукция других иностранных фирм (например, фирмы LUPA). Изначально такие матрицы проектировались фирмой Kodak для применения в астрономических приборах (телескопах).

Переход от фотоплёночной технологии регистрации изображения и измерения угловых координат к цифровой, благодаря применению ПЗС-матриц, привёл к пересмо тру технологии обработки измерительной информации. Появилась возможность оцени вать движение многих ЛА в реальном времени. Подобные системы стали именовать пас сивными оптическими локаторами. Цифровая технология позволяет гибко менять кон фигурацию измерительного комплекса, что важно при возникновении неблагоприятных условии измерений.

В цифровых оптических приборах в фокальную плоскость помещается ПЗС матрица. Световой поток от видимых предметов преобразуется в электрический потен циал на каждом пикселе матрицы, затем с помощью аналого-цифрового преобразовате ля аналоговое значение потенциала преобразуется в цифровую форму. Если визирная линия прибора совпадает с направлением на ЛА, то геометрический центр его изобра жения на матрице располагается в области условного центра матрицы (перекрестия). В этом случае показания угловых датчиков дают сведения об угловых координатах направ ления визирной линии оптического прибора на цель. В общем случае геометрический центр отклоняется от центрального перекрестия. Измерению подлежит отклонение гео метрического центра изображения от центра перекрестия в системе координат матри цы. Ориентация матрицы в пространстве определяется по показаниям датчиков угловых каналов. Измерения отклонений от центра перекрестия матрицы пересчитывают в по правки показаний датчиков угловых каналов. Комплекс из двух и более оптических лока торов позволяет оценивать такие параметры движения ЛА как координаты в избранной центральной системе координат, скорости и ускорения изменения координат и другие параметры, функционально связанные с указанными.

Построение оптического цифрового локатора и измерительного комплекса на его основе, оценивающего параметры движения цели в реальном масштабе времени, при водит к необходимости решения ряда принципиальных задач:

• автоматизированный ввод видеоинформации в персональный компьютер, реги страция и обработка данных в реальном темпе времени;

• высокоточное оценивание положения изображения цели на матрице;

• вычисление угловых координат цели;

• определение параметров движения цели в реальном темпе времени.

104 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Концепция виртуальных систем В компьютерном регистраторе используются принципы концепции Виртуальных приборов и систем, которая активно проводится фирмой National Instruments (NI), (США).

Кратко сущность этой концепции можно сформулировать следующим образом:

• построение систем с максимальным применением серийного компьютерного обо рудования;

• виртуализация процессов преобразования данных (переход от использования реальных приборов к их программной эмуляции);

• виртуализация органов управления и отображения (кнопки, тумблеры, переклю чатели, дисплеи, индикаторы и т.д. отображаются в виртуальном виде на экране компьютера);

• использование типовых модулей ввода-вывода аналоговых и цифровых данных с соответствующей программной поддержкой;

• создание программного обеспечения непосредственно самим разработчиком си стемы без привлечения специализированных программистов. Для этого применя ются специальные программные среды.

Типичным примером такой программной среды является LabVIEW фирмы NI. В этой среде используется графическое программирование [2]. При этом процесс разра ботки программы выглядит как рисование блок-схемы прибора. На рис.1 приведена воз можная структурная схема компьютерного регистратора [1]:

Рис.1. Структурная схема компьютерного регистратора Здесь: ПЗСМ — источник входной видеоинформации (ПЗС-матрицы);

OTX — пере датчик волоконно-оптический линии связи;

ORX — адаптированный приемник волокон но-оптической линии связи;

ВОЛС — кабель волоконно-оптической линии связи;

NI C68 C68-D4 кабель — 68-проводной кабель фирмы NI;

NI 6537 (NI 6536) — плата скоростного ввода цифровой информации фирмы NI;

МВ — материнская плата ПЭВМ;

PCI-Express — слот шины PCI-Express на МВ ПЭВМ;

HDD — жесткий диск (диски) ПЭВМ;

SATA — со ответствующий интерфейс HDD.

Плата NI 6537 позволяет вводить информацию с максимальной скоростью Мбайт/с.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Анализ результатов и выводы 1. Одновременное наблюдение нескольких ЛА, а также их возможное случайное появление в широком поле обзора, требует построения оптических систем, позволяю щих в реальном времени преобразовывать пространственные параметры принимаемых аналоговых оптических сигналов в цифровые данные, осуществлять сбор информации с нескольких измерительных пунктов и обработку алгоритмами, обладающими наимень шим числом вычислительных операций;

2. Существуют технические решения, позволяющие в реальном масштабе време ни вводить информацию о широком поле обзора от измерительных ПЗС-матриц в ПК, регистрировать её и обрабатывать.

Литература 1. Васильев В.В., Манин А.П., Мацыкин С.В., Семёнов И.Г. Анализ задач пассивной циф ровой оптической локации. // Вопросы оборонной техники, №2, 2010.

2. Bitter R., Mohiuddin T., Nawrocki T. LabVIEW advanced programming techniques. — New York: CRC Press LLC, 2001.

УДК 621.452.3 + 691.175.5/ ПОДХОДЫ ДЛЯ ОЦЕНКИ СООТВЕТСТВИЯ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В КОНСТРУКЦИЯХ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ к.т.н. Б.М. Мыктыбеков*, Д.Ю. Забулонов**, к.т.н., доц. П.А. Ухов Широкое применение полимерных композиционных материалов в конструкциях авиационного двигателя должно быть обосновано по требованиям надежности и безопасности. В работе приведены подходы для оценки соответствия этих материалов на любом этапе разработки и применения конструк ции авиационного двигателя.

Wide application of polymeric composite materials in designs of the aviation engine should be proved under reliability and safety requirements. Approaches for an estimation of conformity of these materials at any development cycle and applications of a design of the aviation engine are resulted in work.

Полимерные композиционные материалы (ПКМ) нашли широкое применение во многих отраслях науки и техники за счет своих зачастую уникальных свойств. Изделия из ПКМ, превосходя по эксплуатационным характеристикам, довольно успешно вытес няют так называемые традиционные материалы в авиационной, космической, атомной и судостроительной промышленности, в ветроэнергетике, в трубопроводном и железно дорожном транспорте (более подробно см. [1]). Номенклатура изделий товаров народ ного потребления также чрезвычайно широка: автомобильные бамперы особой проч ности, шлемы и прочее защитное оборудование для строителей и спортсменов, товары для туризма и отдыха (лыжи и лыжные палки, рыболовные удочки, клюшки для хоккея и гольфа, оснастка велосипедов, роликовых коньков). Мировая практика показывает, что применение ПКМ для изготовления именно товаров народного потребления значительно ускоряет возврат средств, вложенных в разработку и производство этих материалов, за * ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.И. Баранова, г. Москва.

** ФГУП «НИИСУ», г. Москва.

106 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ счет создания постоянного и достаточно большого объема потребления.

Во многих отраслях дальнейшее развитие без использования ПКМ просто невоз можно. Например, вот уже 40 лет их используют для создания бронезащитной одежды для обеспечения безопасности военнослужащих и сотрудников сил правопорядка, по стоянно повышая ее защитные свойства.

«Второе дыхание» получила и ветроэнергетика. Развитие этой отрасли сдержива лось фундаментальной проблемой — тяжестью лопастей. Мощность ветровой станции критическим образом зависит от размера лопастей, следовательно, ветровая станция не в состоянии обеспечивать конкурентную генерацию электроэнергии без роста радиуса ло пасти. К сожалению, применение традиционных материалов в этой сфере уже исчерпало себя и без использования ПКМ ветровые станции навсегда останутся маломощным вспо могательным сегментом энергетики. Новые материалы позволяют изготавливать вдвое более длинные лопасти, что выводит ветровые станции на эффективность, сравнимую и даже превосходящую эффективность традиционных видов генерации энергии. Именно поэтому в странах, в которых уже приняты или готовятся к принятию законы по ограниче нию вредных выбросов в атмосферу, наблюдается повышенный спрос на лопасти из ПКМ.

В России спрос только начинает формироваться, и связан он в основном с реализацией правительственной программы по развитию альтернативной электроэнергетики.

Объем применения ПКМ в авиастроении также непрерывно растет. К при меру, самолет нового поколения, Boeing 787 Dreamliner состоит из них уже на 50 %. Связано это в первую очередь с тем, что за последние несколько лет произошли ре волюционные изменения, связанные с радикальным увеличением доли этих материалов в высоконагруженных конструктивных элементах (например, в перспективных зарубежных авиалайнерах B-787, А-380, А-350). Снижение веса самолетов и вертолетов за счет ис пользования ПКМ позволяет уменьшить расход топлива, что делает такие самолеты бо лее экономичными и экологичными. Одновременно с этим увеличивается календарный срок службы, повышается ресурс и снижаются расходы на эксплуатацию (более подробно см. [2]). Именно поэтому центр тяжести конкурентной борьбы между основными авиапро изводителями («Boeing» и «Airbus») в последние 5 лет существенно сместился именно в область технологии производства конструкций из ПКМ (более подробно см. [3]).

Не вызывает сомнение, что основной целью применения ПКМ является создание конструкции, работоспособной в течение всего требуемого срока её службы. При этом безопасность, надежность данной конструкции должны быть обоснованы и подтвержде ны на любом этапе её разработки и применения. Поэтому на этапе проектирования кон струкции авиационного двигателя из ПКМ для подтверждения качества проекта должны быть использованы описанные ниже процедурные вопросы и документы:

1. Применение ПКМ в основном силовом элементе авиационного двигателя допускает ся при условии обеспечения безопасности, надежности и ресурса в соответствии с Нормами прочности авиационного двигателя, АП-33, АП-35 и другими документами, признаваемыми Авиационным регистром Межгосударственного авиационного комитета (АР МАК).

2. Применение ПКМ в основном силовом элементе авиационного двигателя долж но гарантировать:

• сохранение расчётных значений прочности на уровне не ниже 90% от исходного значения к концу срока службы;

• технологичность операций при сборке и ремонтах;

• экологическую безопасность;

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ • предсказуемость поведения в экстремальных условиях.

3. Применяемая технология производства основного силового элемента авиаци онного двигателя из ПКМ должна обеспечить постоянство требуемого качества изготов ления продукции. Стабильность свойств ПКМ, влияющих на безопасность конструкции, должна быть подтверждена методом поштучного или выборочного контроля с привле чением соответствующего статистического аппарата. При этом изменения поставщиков компонентов ПКМ, а также изменения в технологическом процессе и места изготовления деталей должны быть обоснованы исследованиями по специальным программам испы таний. Кроме того, все компоненты и полуфабрикаты основных деталей из ПКМ должны иметь необходимые документы завода-изготовителя об их качестве и должны быть про изведены на предприятиях, имеющих сертификат одобрения на их производство, выдан ное уполномоченным авиационным органом в установленном порядке.

4. Безопасность, надежность и ресурс основных узлов и деталей авиационного двигателя из ПКМ оценивают расчетным путем. Расчетные оценки подтверждают всесто ронними испытаниями на специальных стендах или в составе двигателя. Для подтверж дения расчетных оценок дополнительно могут быть использованы данные испытаний стандартных образцов, результаты испытаний моделей детали и деталей-прототипов.

Подтверждение прочности конструкции одними расчетами допускается (см. АП-23) лишь в том случае, если данная конструкция соответствует тем конструкциям, для кото рых, как показал опыт, примененный метод расчета является надежным.

5. Расчетные оценки проводятся аналитическими или численными методами на основе математических моделей с использованием расчетных значений характеристик ПКМ, необходимых в математической модели. При этом применяемые расчетные мето ды и математические модели должны быть общепризнанными, доступными для поль зователей и допущенными к использованию компетентными органами, а перечень рас четных характеристик ПКМ должен быть достаточным для того, чтобы обеспечить ис пользование расчетных методов для адекватного моделирования напряженно-деформи рованного состояния конструкции авиационного двигателя и позволять с необходимой и достаточной долей вероятности достоверно оценить ресурс и надежность конструкции.

6. Расчетные значения характеристик должны быть получены в соответствии с дей ствующими нормативными документами (ГОСТ, ГОСТ Р, ОСТ 1, МУ, ТУ, Авиационными справочниками и т.д.), гарантирующими упругие, прочностные, физико-химические свой ства применяемого ПКМ.

Кроме этого, должны учитываться следующие требования:

А) Расчетные характеристики ПКМ должны быть получены с высокой степенью досто верности либо на основе статистического анализа достаточного количества результа тов испытаний образцов, изготовленных по серийной технологии из нескольких партий компонентов и полуфабрикатов (А и В базисы), либо на основе минимальных гаранти рованных значений, задаваемых в НД на поставку и изготовление, с поштучным (100% м) контролем характеристик статической прочности прямыми испытаниями образцов (S базис), вырезаемых из пакета, являющегося либо припуском полуфабриката детали вблизи её критического места (образцы-свидетели), либо панелью, изготовленную ря дом с полуфабрикатом детали вблизи её критического места (образцы-спутники).

Б) Расчётные значения характеристик ПКМ должны быть получены с учётом влия ния окружающей среды, включая естественные внешние воздействия (солнечный 108 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ свет, влажность, температура в эксплуатационном диапазоне) и воздействия спе циальных жидкостей.

В) Расчётные значения характеристик ПКМ необходимо определять с учетом допусти мых технологических дефектов и эксплуатационных (в том числе, удары посторон ними предметами) повреждений, размеры которых должны соответствовать порогу чувствительности выбранного метода контроля в производстве и эксплуатации.

Г) Характеристики ПКМ, используемые для формирования расчетных значений, долж ны быть получены в сертифицированных лабораториях по стандартным методам.

7. Испытания, подтверждающие результаты расчетных оценок безопасности, на дежности и ресурса основных узлов и деталей авиационного двигателя, должны быть проведены в соответствии с нормативными документами по программам, признаваемым АР МАК.

8. Разрешение к применению материалов в объектах авиационной техники (в виде спецификаций) должно быть получено (оформлено) в установленном порядке специаль ными уполномоченными органами.

Хотя в настоящее время доля России на мировом рынке ПКМ составляет всего около 2 %, благодаря вновь создаваемым производственным мощностям планируется к 2015 году увеличить эту цифру в 2–3 раза и довести объем продаж ПКМ в России при мерно до 30 млрд. рублей.

Одной из основных проблем является то, что отечественные стандарты на испыта ния практически не пересматривались с 80-х годов прошлого века, что привело к отста ванию ряда методик. Гармонизация отечественных стандартов с европейскими и амери канскими необходима для правомерного сравнения разрабатываемых материалов и для корректного определения расчетных значений механических характеристик.

Сравнивая отечественные и зарубежные стандарты по оценке характеристик вяз кости разрушения и скорости развития трещины усталости, следует отметить первона чальную, достаточно близкую их идентичность. Однако тот застой, который коснулся разработки и пересмотра многих стандартов, не обошел стороной и стандарты по ме ханике разрушения. Необходимо провести корректировку отечественных стандартов по оценке вязкости разрушения и скорости развития трещины усталости с целью их гар монизации с зарубежными нормами для реализации эквивалентных условий получения исходных данных, что позволит обоснованно сравнивать механические характеристики отечественных и зарубежных материалов.

В настоящее время на базе ЦИАМ им. П.И.Баранова и МАТИ ведутся работы по гармонизации отечественных стандартов на испытания ПКМ с зарубежными аналогами.

По результатам этой работы установлена степень соответствия отечественных и между народных стандартов. Также установлена необходимость доработки, а в ряде случаев и разработки новых стандартов как на методы испытаний, так и на технологические опера ции, причем не только по изготовлению образцов, но и готовых конструкций авиационного двигателя. В этом случае оценка, полученная при испытаниях материала, может служить базой для оценки несущей способности конструкции из этого материала, что позволит вы йти на более высокий уровень обеспечения качества новой авиационной техники.

Применение данных подходов для оценки соответствия ПКМ в конструкциях авиа ционного двигателя позволит структурировать и унифицировать порядок проведения дан ных работ. Это в свою очередь упростит применение ПКМ, а соответственно и увеличит объемы применения этих материалов в отечественных разработках. Кроме того, произ Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ водство ПКМ — это именно та сфера, в которой интеграция высокотехнологичного и по вседневного видна отчетливее всего. В силу этого производство ПКМ обладает высоким кумулятивным эффектом, позволяющим обеспечивать подъем в ряде смежных отраслей.

Литература 1. Кербер М.Л. Полимерные композиционные материалы: структура, свойства, техно логии / М.Л. Кербер, Г.С. Головкин, Ю.А. Горбаткина / под ред. А.А. Берлина. — СПб.:

Профессия, 2008.– С. 544–557.

2. Забулонов Д.Ю. Новые материалы и технологии — основа развития отечественной промышленности // Вопросы авиационной науки и техники. Научно-техн. сб. Сер.

«Стандартизация и унификация авиационной техники». Вып. № 1–2 / 2008. — М.:

НИИСУ, 2009. — С.87–91.

3. Марш Г. Оружие дуэли — композиты // Композитный мир, 2006, № 4. — С. 8–11.

УДК 529. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТЯГИ ТРДД С РАЗДЕЛЬНЫМИ СОПЛАМИ к.т.н. проф. Ю.И. Павлов, к.т.н. Е.М. Таран3* Рассмотрены способы определения тяги двухконтурного двигателя (ТРДД) с раздельными конту рами при стендовых и полетных испытаниях.

This article describes ways determinations of the thrust of the bypass engine with separate flows under stand and flight tests.

Обычно ТРДД с раздельными соплами устанавливаются на пилоне под крылом са молета. В этих условиях тяга двигателя и режим его работы зависят от внешнего потока.

При испытаниях двигателя на наземных и высотных стендах внешний поток отсутствует.

Это вынуждает использовать различные способы определения тяги такого двигателя при стендовых и летных испытаниях.

Эффективная тяга двигателя с раздельными потоками внешнего и внутреннего контуров определяется как сумма сил действующих на внутренние и внешние поверх ности двигателя (рис. 1).

Силы, действующие на внутренние поверхности двигателя, Rвнутр (1) Здесь избыточные импульсы потока соответственно в выход ных сечениях сопел и во входном сечении воздухозаборника.

К внешним силам относятся силы давления и трения, действующие на поверхно сти кока, Фкок, на обечайки, Фг, капота, Фкап, и центрального тела, Фцт.

Эффективная тяга двигателя равна (2) ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.И. Баранова», г. Москва.

** 110 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис.1. Схема сил, действующих на поверхности ТРДД Определение тяги по уравнению (1) на практике практически не применяется, по скольку величина этой тяги зависит от конкретного вида воздухозаборника. Чтобы из бежать такой зависимости, в качестве входного сечения используется сечение невозму щенного потока.

(3) В сечении невозмущенного потока импульс равен количеству движения.

Величину Rv называют тягой, внутренней тягой, стандартной тягой. Рассматривая уравнение количества движения для сечений “н” и “в” (рис. 1), получим зависимость (4) Используя (1), (2), (3), (4), получим следующее выражение (5) В этом выражении для эффективной тяги появляется сила, Фн, действующая на внешнюю границу присоединенной трубки тока. Силу эту называют сопротивление по жидкой линии тока. Сумму сил в уравнении (5), за исключением Rv, назыим сопротивлением СУ, [1]. Однако,эта сумма сил не равна 0 при идеальном обтекании.

В [2] показан другой подход к данному вопросу. К выходным сечениям сопел присоединяются трубки тока до сечения «н1-н2» на бесконечности. Статические дав ления в этих сечениях равны атмосферному pн. Течение в трубках тока предпола гается потенциальным, т.е. течение в трубке тока внутреннего потока от сечения на выходе сопла «с1» до сечения «н1» потенциальное и обтекание центрального тела сопла также является потенциальным. То же самое относится и к трубке тока потока внешнего контура от сечения на выходе сопла «с2» до сечения «н2» на бесконечности.

Для выбранных трубок тока из условия сохранения импульса в потенциальном потоке имеем:

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ (6) (7) Подставляя (6),(7) в(3) и в(5), получим следующее выражение для эффектив ной тяги (8) Величины в скобках названы сопротивлением капота и сопротивлением централь ного тела, равные разности реальной силы, действующей на данный элемент, и силы, действующей на этот же элемент в идеальном (потенциальном) потоке.

(9) (10) Первые три члена в (8) представляют собой идеальную тягу двигателя при полном идеальном расширении потоков внутреннего и внешнего контуров.

(11) Из парадокса Прандтля — Даламбера следует, что сила, действующая на беско нечную трубку тока от сечения “н” до сечения “н2” в потенциальном потоке равна 0, т.е.

Если сопротивление мотогондолы определять как разность силы в реальном по токе и в потенциальном потоке, то получаем выражение для эффективной тяги (12) Таким образом, эффективная тяга может быть выражена как разность идеальной тяги и сопротивления мотогондолы, капота и центрального тела. Традиционное сопро тивление по жидкой линии тока входной трубки отсутствует.

Если силы, действующие на капот и центральное тело, отнести к тяге двигателя, то получим модифицированную или тягу установленного двигателя. (13) Эта тяга определяется при испытаниях на высотном стенде и может быть опре делена из баланса сил, действующих на двигатель и присоединенный трубопровод.

Правда, эта тяги определяется без внешнего потока, который оказывает влияние на те чение потока внешнего сопла.

В этом случае эффективная тяга будет Сказанное можно суммировать табл. 1.

112 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Таблица Определение тяги Эффективная тяга Использование Тяга Использование сил сопротивления на мотогондолу мотогондолы Идеальная Неустановленного дви гателя (стандартная тяга ) Установленного двигателя Внутренняя тяга При летных испытаниях используется величина идеальной тяги, которую удобно вычислять по величинам полного давления в выходных сечениях сопл. При стендовых испытаниях двигателя используется величина тяги установленного двигателя, которая определяется с использованием силы, развиваемой двигателем на стенде.

Для определения эффективной тяги требуется привлекать дополнительные дан ные о величинах сил, действующих на внешние поверхности двигателя, как расчетные, так и экспериментальные. В каждом конкретном случае необходимо тщательно планиро вать способ определения внутренней и эффективной тяги ТРДД с раздельными контура ми, исходя из имеющихся данных, полученных расчетным путем или экспериментально на полноразмерных и модельных стендах.

Литература 1. Теория воздушно-реактивных двигателей. / В.А. Акимов и др. Под ред. С.М. Шляхтенко.

— М.: Машиностроение, 1975.

2. Мейер А. Турбореактивные двигатели. / Реактивные двигатели. /Под ред. О.Е.

Ланкастера. Том 12. Аэродинамика больших скоростей и реактивная техника. М.:

Военное издательство Министерства обороны, 1962.

3. Karamanlis A.I., Sokhey J.S., Dunn T.C., Bellomy D.C. Theoretical and Experimental Investigation of Test Cell Aerodynamics for Turbofan Applications. AIAA-86-1732. General Electric Co, Cincinati, Ohio.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ УДК 621.438. ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ ФАКТОРОВ НА ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОДЕЛЕЙ С ПРЕРЫВИСТЫМИ ПЕРЕМЫЧКАМИ д.т.н., проф. В.Г. Попов, к.т.н., проф. А.В. Викулин, к.т.н., проф. Н.Л. Ярославцев, доц. А.А. Сундуков, С.С. Борматов, В.А. Чеснова, Е.В. Побежимовский, И.Ю. Ионова Данная работа посвящена анализу влияния конструктивных факторов на гидравлические харак теристики моделей с прерывистыми перемычками. Разработана методика определения коэффициента гидравлического сопротивления моделей с прерывистыми перемычками, расположенными под углом к направлению потока охладителя. Получена зависимость коэффициента гидравлического сопротивления моделей от их геометрических характеристик.

The given work is devoted the analysis of the influence of constructional factors on hydraulic characteristics of the models with discontinuous crosspieces. The methods of definition of the factor of hydraulic resistance of the models with the discontinuous crosspieces located at the angle to direction of the flow of the cooler are developed.

The dependence of the factor of hydraulic resistance of the models on their geometrical characteristics is received.

В настоящее время одними из перспективных систем интенсификации теплообме на являются прерывистые перемычки, расположенные под углом к направлению потока охладителя.

В данной работе приводятся результаты гидравлических испытаний моделей с пе ремычками, угол наклона которых изменялся от 0° до 50°, а количество зон N — от 1 до 4 (рис. 1). Характеристики исследуемых моделей представлены в табл. 1.

Рис. 1. Экспериментальная модель для гидравлических испытаний 114 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Таблица Геометрические характеристики моделей 0° 10° 20° 30° 40° 50° FЗ · 104, м2 0,61 0,78 0,644 0,615 0,495 0, FВЫХ · 104, м2 1,428 1,785 1,53 1,53 1,53 1, hК · 103, м 2,8 3,5 3,0 3,0 3,0 3, bК · 103, м 1,1 1,1 1,1 1,1 1,1 1, bР · 103, м 1,05 1,05 1,05 1,05 1,05 1, dГ · 103, м 1,59 1,67 1,61 1,61 1,61 1, Необходимость решения гидравлической задачи объясняется ее тесной связью с тепловой, так как без знания достоверного распределения охладителя по каналам не возможно с приемлемой точностью рассчитать температуру стенок модели. С другой сто роны, температура стенок существенно влияет на подогрев воздуха в каналах, а значит на их гидравлические сопротивления [1].

Для моделей с прерывистыми перемычками были экспериментально определены коэффициенты их гидравлического сопротивления.

N Для практического использования полученных результатов целесообразно пред ставить в виде суммы частных коэффициентов гидравлического сопротивления, что N позволяет оценить влияние отдельных конструктивных факторов данной системы интен сификаторов теплообмена.


Определение частных коэффициентов гидравлического сопротивления позволяет более точно проводить гидравлический расчет на этапе разработки проекта базового варианта модели с внутренней системой интенсификации теплообмена, что в свою оче редь приводит к сокращению сроков этапа экспериментальной доводки.

На основании проведенного анализа было определено, что основными фактора ми, оказывающими влияние на коэффициент гидравлического сопротивления моделей N с прерывистыми перемычками, являются угол их наклона, количество зон N, число Рейнольдса Re.

В связи с выше указанным, коэффициент гидравлического сопротивления моде лей находится как сумма частных коэффициентов, отражающих сопротивление входа, выхода, канала, угла поворота и разворота потока.

, где — коэффициент, определяющий сопротивление входа, выхода, канала при протекании охладителя в системе прерывистых перемычек;

— коэффициент, опреде ляющий влияние угла наклона перемычек при протекании охладителя в данной системе интенсификации теплообмена;

— коэффициент, определяющий влияние угла вза имного наклона перемычек при перетекании охладителя из одного ряда в другой.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Обработка экспериментальных данных проводилась по следующей методике.

1. Расчет коэффициента гидравлического сопротивления при повороте охладите ля на входе в систему перемычек.

, где =10°...50° — коэффициент гидравлического сопротивления модели с однорядной N = системой прерывистых перемычек при изменении их угла наклона от 10° до 50° и фиксированном числе Re;

=0° — коэффициент гидравлического сопротивления модели N = с однорядной системой прерывистых перемычек с углом наклона = 0° и фиксированном числе Re.

2. Расчет коэффициента гидравлического сопротивления разворота потока при перетекании охладителя из одного ряда перемычек в другой:

, где 2 =20°...100° — коэффициент гидравлического сопротивления модели с двухрядной N = системой прерывистых перемычек при изменении их взаимного угла наклона от 20° до 100° и фиксированном числе Re;

2 =0° — коэффициент гидравлического сопротивления N = модели с двухрядной системой прерывистых перемычек с углом наклона = 0° и фиксированном числе Re.

3. Расчет коэффициента гидравлического сопротивления, определяющего усло вия входа, выхода охладителя и сопротивление канала при его протекании в системе прерывистых перемычек:

, где =0°...50° — коэффициент гидравлического сопротивления модели с изменением N =1... количества рядов перемычек от 1 до 4 и фиксированном числе Re.

Обработка экспериментальных данных по выше изложенной методике позволила получить трехпараметрическое уравнение (1) расчета коэффициента гидравлического сопротивления моделей с прерывистыми перемычками, расположенными под углом к направлению потока охладителя, в диапазоне изменения чисел Re (12…24) · 103.

0,32 2,1 0, ( N 1) 5,05105 Re0, = 0,158 Re N + 0,575 + 8,9 Re 0, (1) 180° 180° На основании экспериментальных данных и трехпараметрического уравнения (1) были построены графики изменения коэффициента гидравлического сопротив ления от числа Re для моделей с прерывистыми перемычками (рис. 2 — 5).

N Сопоставительный анализ полученных результатов позволяет сделать вывод, что экспериментальные значения коэффициентов гидравлического сопротивления моделей отличаются от значений, полученных по трехпараметрическому N уравнению (1) на 5…10%, что находится в пределах погрешности эксперимента.

116 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 2. Изменение коэффициента Рис. 3. Изменение коэффициента гидравлического сопротивления гидравлического сопротивления четырехзонной модели трехзонной модели с закругленными перемычками с закругленными перемычками:

— по результатам эксперимента, – по аппроксимирующему уравнению.

Рис. 4. Изменение коэффициента Рис. 5. Изменение коэффициента гидравлического сопротивления гидравлического сопротивления двухзонной модели однозонной модели с закругленными перемычками: с закругленными перемычками:

— по результатам эксперимента, – по аппроксимирующему уравнению.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Таким образом, уравнение (1) может быть использовано при гидравлическом рас чете моделей с прерывистыми перемычками, геометрия формы каналов и площади проходных сечений которых указаны в табл. 1.

Литература 1. Викулин А.В., Попов В.Г. Тепловое проектирование охлаждаемых лопаток высокотем пературных газовых турбин. — М.: МАТИ, 2003. — 124 с.

2. Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л. Основы конструирования авиаци онных двигателей и энергетических установок. Т.2. — Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2007. — 389 с.

УДК 621.438. РАЗРАБОТКА КОМПЛЕКСНОЙ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА ГТУ д.т.н., проф. В.Г. Попов, к.т.н., проф. А.В. Викулин, к.т.н., проф. Н.Л. Ярославцев, доц. А.А. Сундуков, С.С. Борматов, В.А. Чеснова, Е.В. Побежимовский, И.Ю. Ионова Данная работа посвящена разработке комплексной математической модели газогенератора ГТУ.

Произведено рассмотрение термогазодинамических параметров как носителей информации, изложены требования, предъявляемые к математическим моделям, приведены основные виды классификации ма тематических моделей. Рассмотрена оценка технического состояния газогенератора с помощью метода уравнивания.

This work is devoted to the development of comprehensive mathematical model of gas-turbine installation gasifier. The consideration of thermogas dynamic characteristic as the medium was made, requirements to the mathematical models were stated and the main kinds of classification of mathematical models were given. It was taken into consideration the estimation of operating conditions of gasifier using the method of equalization.

В области двигателестроения математические модели широко используются для описания работы газогенератора. Математическое моделирование — это замена реаль ного объекта его моделью с последующим изучением последней. В связи с тем, что ма тематическая модель не описывает полностью изучаемого явления, то количество ме тодов моделирование достаточно велико. Возникает вопрос о выборе наиболее близкой к реальности и подходящей ко всем требованиям математической модели. Поэтому в данной статье ставится задача проанализировать существующие модели авиационных ГТД для газогенератора, описать требования к этим методикам и выбрать наиболее под ходящий способ расчета.

Носителями информации о техническом состоянии газогенератора ГТУ являются его термогазодинамические параметры, измеренные в различных сечениях газовоздушного тракта, а также зависящие от них выходные параметры газогенератора (тяга, удельный расход топлива и воздуха, коэффициент избытка воздуха). Задачу оценки технического состояния газогенератора можно решать на одном из двух уровней.

На первом уровне оценка состояния производится путем измерения параметров и сравнивания их с нормами на допустимые отклонения. Если контролируемые параметры находятся в пределах технических норм, состояние относится к категории годных, иначе — 118 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ к категории дефектных. Такой подход является достаточно простым и широко применяется при серийных испытаниях и в эксплуатации и известен как метод анализа характера изменений термогазодинамических параметров в процессе наработки. Эффективность применения данного способа в значительной мере зависит от адекватности взаимосвязи величины технических норм с возможным техническим состоянием газогенератора.

На втором уровне оценка технического состояния кроме распознавания годного и негодного газогенератора сводится также к локализации дефекта и определению причин появления признаков дефектного состояния. В этом случае причины дефектного состояния определяются с помощью математических моделей объекта по информации, которую несут в себе термогазодинамические параметры газогенератора.

При разработке математической модели было учтено, что в качестве газогенератора использовался двухвальный ГТД, особенностью которого является возможность изменения относительной частоты вращения роторов каскадов высокого и низкого давлений. Поэтому в качестве носителей информации использовались следующие термогазодинамические параметры: частоты вращения роторов каскадов высокого и низкого давлений, расхода воздуха через двигатель, а также температуры и давления в рабочих сечениях двигателя.

На первом этапе выбора математической модели необходимо провести сопоста вительный анализ ее возможностей с задачами, которые необходимо решить при про ектировании газогенератора, и требованиями, предъявляемыми к нему. С этой целью, на основании обобщения данных по различным математическим моделям, сформулиро ваны требования при проектировании проточной части ГТД универсального назначения.

Все требования можно разделить на три группы.

Выполнение первой группы требований обеспечивает адекватность математической модели, т. е. такие модели могут достаточно точно описывать рабочий процесс в газовоздушном тракте. Выполнение второй группы требований обеспечивает универсальность модели, т. е. она может быть использована для решения широкого круга задач. Третья группа требований необходима для обеспечения высокого уровня программы, реализующей данную математическую модель на ЭВМ. Математическая модель должна удовлетворять нижеперечисленным требованиям.

Первая группа требований включает:

1. Учет изменения теплофизических свойств рабочего тела в зависимости от его состава и температуры, а в двигателях сложных схем и в зависимости от давления.


2. Учет влияния влажности воздуха, входящего в двигатель.

3. Учет влияния изменения состава и свойств рабочего тела, т. е. конденсации паров, диссоциации или реже ионизации газов.

4. Учет изменения полноты сгорания топлива, в особенности на больших высотах полета.

5. Возможность учета изменения состава и свойств рабочего тела при низких значениях коэффициента полноты сгорания.

6. Возможность использования любых заданных характеристик компрессоров с погрешностью не более 0,2...0,5 %.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ 7. Возможность использования любых заданных характеристик турбин с погрешностью не более 0,2...0,5 %.

8. Учет изменения коэффициентов потерь в узлах ГТД в зависимости от режима работы, характеризуемого различными параметрами.

9. Возможность учета радиальной неравномерности потока за вентилятором при большой степени двухконтурности в ТРДД.

10. Возможность учета различий статического давления в газовых потоках внутреннего и наружного контуров на входе в камеру смещения.

11. Возможность учета влияния неравномерности и нестационарности потока на входе в узлы двигателя на характеристики этих узлов.

12. Возможность учета изменений в характеристиках узлов ГТД при изменении внешних условий.

13. Учет влияния числа Рейнольдса на коэффициенты потерь и характеристики узлов ГТД.

14. Учет затрат мощности на привод агрегатов и на механические потери каждого из валов.

15. Учет влияния температуры деталей на изменение геометрических размеров, используемых в данной модели.

16. Учет влияния упругой раскрутки длинных лопаток осевого компрессора на изменение его характеристики.

Во вторую группу входят требования:

17. Возможности расчета со сложными системами отбора воздуха за различными ступенями компрессоров, отбираемого как на охлаждение горячей части ГТД, так и безвозвратно на самолетные нужды.

18. Возможности расчета со сложными системами подвода воздуха для охлаждения горячей части с учетом его влияния не только на температуру, но и на потери в потоке газа.

19. Возможности расчета при параметрах атмосферного воздуха, отличающихся от САУ.

20. Универсальности, т. е. пригодность для ГТД большинства применяемых схем.

21. Многорежимности, т. е. возможность расчета на любых реальных режимах работы ГТД, как по высотно-скоростной, так и по дроссельной характеристикам, включая глубокие нерасчетные режимы (малый газ, авторотацию, холодную прокрутку).

22. Возможности реализации произвольных и сложных программ регулирования.

23. Универсальности применения, т. е. возможность решения широкого набора задач для данного двигателя.

24. Возможности изменения уровня сложности модели в целом или ее модулей, описывающих отдельные узлы ГТД.

25. Возможности расчета с различным и топливами.

120 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Третья группа определяет для моделей условия:

26. Модульного принципа построения программы или программной системы.

27. Защищенности модели, т. е. возможность расчета при любых самых неблагоприятных сочетаниях входной информации (даже ошибочных) без прерываний и аварийных остановов.

28. Применимости для систем автоматизированного проектирования ГТД.

Ни одна из уже созданных или разрабатываемых математических моделей и про граммных систем не удовлетворяет всем этим требованиям одновременно. Но суще ствуют универсальные модели, которые удовлетворяют требованиям 20 и 23. Они яв ляются более сложными и громоздкими, но дополнительные затраты вполне окупаются из-за возможности широкого применения модели, а главное, из-за большой надежности результатов. Кроме оценки технического состояния универсальные математические мо дели проточной части ГТД могут быть использованы для расчетов параметров и харак теристик при проектировании, для выбора оптимальных параметров ГТД, для анализа результатов испытаний, а также для решения многочисленных задач, возникающих при подготовке двигателя к серийному производству и в процессе эксплуатации.

Рассмотрим существующие виды математических моделей. Прежде уточним по нятие математической модели В литературе опубликовано большое число определе ний понятия модели. Например, «моделью называется объект любой природы, который способен замещать исследуемый объект так, что его изучение дает новую информацию об этом объекте». Математическая модель представляет собой совокупность констант и соотношений, т. е. формул, уравнений, неравенств и логических условий, которая од нозначно связывает входную и выходную информацию. Универсальная модель должна быть составлена так, чтобы имелась значительная свобода в выборе параметров, вхо дящих как в выходную, так и во входную информацию.

Виды классификации математических моделей могут быть разными. Основными из них являются следующие:

1. Классификация по характеру описываемых режимов работы ГТД производится на четыре основные группы: для установившихся режимов, для неустановившихся режи мов, для переходных режимов и для динамических процессов.

2. Классификация по числу описываемых режимов производится на две группы:

одно- и многорежимные модели. Однорежимные математические модели описывают ра бочий процесс в ГТД только на одном режиме, чаще расчетном или на близких к нему.

Они значительно проще, поэтому получили наибольшее распространение. В простей шем случае однорежимные модели имеют линейный вид. Многорежимные модели, ко торые всегда нелинейные, предназначены для большинства реальных режимов работы.

3. Классификация по виду входной информации производится на две группы: мо дели детерминированные и стохастические. В детерминированных моделях вся входная информация задается для каждого расчета в виде определенных цифр. В стохастиче ских моделях часть входной информации задается в виде случайных чисел, т. е. факти чески задается закон распределения случайных чисел и его параметры — математиче ское ожидание и дисперсия.

В детерминированных моделях производится более глубокая классификация по виду входной информации на три группы: номинальные (расчетные), индивидуальные Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ и среднестатистические модели. В расчетных моделях используются расчетные значе ния геометрических размеров и коэффициентов потерь. Характеристики компрессоров и турбин берутся проектные. В индивидуальных моделях используются геометрические размеры, полученные обмером данного экземпляра двигателя. В среднестатистических моделях используются результаты обработки статистики, собранной для партии двига телей. В этом случае приходится производить обмер каждого экземпляра двигателя или выборочно несколько экземпляров от партии.

4. Классификация по уровню сложности моделей производится на пять групп, ко торые пронумерованы с нулевого до четвертого уровня.

Модели третьего и четвертого уровней используются, в основном, при проектиро вании двигателей.

5. Классификация по глубине описания не может быть произведена на заранее за данное число групп. Ее приходится вести по числу требований первой группы, которым удовлетворяет рассматриваемая модель.

6. Классификация по степени универсальности модели тоже производится услов но по числу и номенклатуре требований из второй группы.

7. Классификация по виду программной системы производится аналогично по чис лу и номенклатуре требований из третьей группы, которые удовлетворяются в рассма триваемой математической модели.

8. При классификации по способу организации вычислительного процесса алго ритмы математических моделей могут быть разделены на три группы: алгоритмы заколь цовок (1), систем уравнений (2) и систем невязок (3). Эти термины условны, т.к. и невяз ки, и системы уравнений есть в обеих группах алгоритмов. В терминах учитывается, что же появляется в расчете раньше — невязки или система уравнений.

Наиболее оптимальной математической моделью для расчета газогенератора яв ляется многорежимная нелинейная модель второго уровня, так как с ее помощью могут быть описаны такие нерасчетные режимы как малый газ, авторотация или холодная про крутка. Входная информация представлена в виде описания технических характеристик отдельных узлов авиационного ГТД, и такая модель может применяться для расчета оптимальных параметров газогенератора.

Помимо различных расчетов, касающихся стадии проектирования двигателей, не обходимо использовать модели для оценки технического состояния деталей и узлов ГТД.

Рассмотрим использование математического аппарата в данных целях.

Эффективность оценки технического состояния ГТД по термогазодинамическим па раметрам снижается при увеличении погрешностей измерения, так как математический аппарат методов идентификации, распределяет их случайную составляющую. Задачу оценки технического состояния в этом случае следует решать в два этапа. На первом определяются оценки признаков состояния измеряемых параметров, на втором — вели чины отклонений варьируемых коэффициентов по линейным математическим матрицам.

Одним из таких методов является оценка параметров ГТД по уравниванию. Она представляет собой один из вариантов метода наименьших квадратов и применяется в том случае, когда замеряемые величины параметров, определенным образом детерми нированно взаимосвязаны. Наличие этой взаимосвязи используется в качестве одного из условий получения оценок. При анализе испытаний ГТД в качестве такой взаимосвязи могут быть использованы уравнения рабочего процесса.

122 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Метод уравнивания для задач идентификации математических моделей ГТД апро бирован на практике. Он сводится к оцениванию m измеряемых величин, которые долж ны удовлетворять q m уравнениям связи Fj (Pj ) = 0, где J=1m, j=1q, q — число уравнений, связывающих оценки. Оценки Pj величин Pj находятся на основании измерений, которые имеют случайные погрешности j.

Оценка результатов измерения Pj определяется из условия минимума суммы ква дратов отклонений оценок Pj и измеренных величин Pj.

m ( P j Pj ) = min, j при Fj (Pj ) = 0.

Уравнения связи между оценками могут быть использованы в линейном виде g a jJ ( Rr ) P j = j = где ajJ — коэффициенты влияния.

Путем решения этой системы определяются оценки Pj величин Pj, по значениям которых находятся и оценки параметров состояния, характеризующих меру развития де фекта в газовоздушном тракте газогенератора N xi = bJ P i i где bJi — коэффициенты диагностической матрицы.

Подводя итоги проведенному анализу хочется отметить, что из существующих ма тематических моделей для газогенератора ГТУ выбрана нелинейная многорежимная ма тематическая модель второго уровня.

Выбранная математическая модель в наибольшей степени отвечает требованиям, предъявляемым к математическим моделям при решении вопросов оценки технического состояния газогенератора.

На основе анализа отказов и неисправностей, возникающих в газотурбинных при водах ГТУ в процессе испытаний и эксплуатации, предложено использовать в качестве носителей информации в математической модели термогазодинамические параметры газогенератора.

Литература 1. Энергетические газотурбинные установки и энергетические установки на базе газо поршневых и дизельных двухтопливных двигателей. Отчет — М.: НПП «Российское теплоснабжение», 2004.

2. ТЭО строительства экспериментальной теплоэлектростанции (РТЭС) на базе рекон струкции РТС «ГПЗ» и строительства комплекса газотурбинной установки (ГТУ). Этап 1 Разработка вариантов газотурбинной надстройки к РТС с применением газовых тур бин отечественного производства. Отчет — М.: НПП «Энергоперспектива», 2000.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ УДК 621.358. ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ ТЕПЛОВОГО КОНТРОЛЯ ОХЛАЖДАЕМЫХ ДЕТАЛЕЙ КАЛОРИМЕТРИЧЕСКИМ МЕТОДОМ д.т.н., проф. В.Г. Попов, к.т.н., проф. А.В. Викулин, к.т.н., проф. Н.Л. Ярославцев, доц. А.А. Сундуков, В.Н. Семенов, В.А. Чеснова, Е.В. Побежимовский, М.Ю. Курбатов Данная работа посвящена разработке методики испытания конвективно-охлаждаемых оболочко вых деталей, на основании которой наблюдается повышение точности теплового контроля деталей по сравнению с известной методикой испытания охлаждаемых деталей калориметрическим методом.

The given work is devoted the development of the methods of test of the convection-cooled shell-type details, on the grounds of which is observed the increase of accuracy of the thermal control of details in comparison with the known methods of test of the cooled details by calorimetric method.

Методика испытания конвективно-охлаждаемых оболочковых деталей калориме трическим методом, разработанная в [1], сводится к следующему. Исследуемая модель погружается в тигель с перегретым расплавом цинка и выдерживается в расплаве до наступления его кристаллизации, что контролируется по началу интенсивного нараста ния корки на внутренней поверхности тигля. Далее деталь продувается охлаждающим воздухом в течение времени и затем извлекается из кристаллизующегося расплава.

С поверхности пера снимается отвердевшая цинковая корка, местная толщина которой ( x, s ) определяет распределение тепловых потоков q ' ( x, s ) по поверхности пера при продувке детали:

, (1) где, L — плотность и скрытая теплота отвердевания цинка.

Данная методика была разработана для одномерного и линейного приближения процесса затвердевания цинка на поверхности детали. При этом на основании теоре тических оценок считалось, что тепло отводится от кристаллизующегося цинка только к охлаждающему воздуху и продолжительностью переходного процесса в начальный мо мент продувки детали можно пренебречь.

В действительности же затвердевание корки на поверхности лопатки происходит (рис. 1) как за счет q1 ( x, s ) теплоотвода к охладителю, так и в значительной мере за счет q2 ( x, s ) теплоотвода по стенке оболочки в привключенные элементы рабочего участка.

На это указывает корка, образующаяся на детали без ее продувки (рис. 1). За время корка, образующаяся за счет q2, в зависимости от конструкции рабочего участка и режи ма продувки может составлять свыше 20-50% от.

Дополнительно необходимо отметить, что температурное состояние системы «рас плав — деталь» после продувки (рис. 1, б) отличается от исходного (рис. 1, а). Это приво дит к уменьшению на толщины корки по сравнению с фактической, соответствующей указанным выше процессам теплоотвода q1 и q2. Следовательно, извлечение детали из расплава непосредственно после прекращения продувки вносит дополнительную по грешность при ее контроле.

124 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 1. Схема образования корки при калориметрировании конвективно-охлаждаемой оболочковой детали:

а — в начальный момент продувки охладителем;

б — в момент прекращения продувки;

в — после выдержки в расплаве цинка:

1 — внутренняя полость детали;

2 — охлаждающий воздух;

3 — стенка детали;

4 — цинковая корка;

5 — расплав цинка Таким образом, указанная в [1] методика дает заниженную оценку q и не предус матривает возможность определения q1 теплосъема к охладителю, необходимого для теплового контроля детали термокалориметрическим методом.

Если после прекращения продувки не извлекать деталь из расплава, то произой дет выравнивание температурного перепада по ее стенке (рис. 1, в), система «расплав — деталь» придет в исходное температурное состояние (рис. 1, а, в), а толщина корки соответственно увеличится на q, т.е. распределение q будет рассчитываться без по грешности.

Для определения q1 рассмотрим схему изменения количества тепла Q, отводимо го от наружной поверхности детали в процессе калориметрирования (рис. 2). Из схемы видно, что недостаток корки на поверхности детали (соответствует ), образующийся на первом этапе продувки, полностью компенсируется на третьем этапе, по окончании которого система «расплав — деталь» принимает равновесное состояние (рис. 1, в).

Дальнейший отвод тепла на четвертом этапе обуславливается только q2. Тогда для двух моментов времени 3,1 и 3,2 можно записать соответствующие им Q1 и Q2 :

.

Решая совместно эти уравнения, можно определить:

.

Однако для этого необходимо каждую деталь испытывать дважды (при задержках времени 3,1 и 3,2 ), что значительно увеличивает объем экспериментов.

Из рис. 2 видно, что при 3,0 обеспечивается. Учитывая, что q2 опреде ляется конструкцией только рабочего участка, на котором закреплена деталь, то вели чина 3,0 для всех деталей, имеющих однотипные рабочие участки, имеет одно и то же значение при фиксированном значении.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ На основании сказанного, методи ка теплового контроля деталей сводится к следующему:

1. Одна из деталей, закрепленная на рабочем участке, испытывается при различных временах задержки 3 и опре деляется по схеме рис. 2 3,0.

2. Последующие детали, имеющие однотипные рабочие участки, испытыва ются при фиксированном значении и 3,0.

3. Каждая охлаждаемая деталь испытывается по следующей схеме.

Деталь погружается в тигель с пере Рис. 2. Количество тепла Q, отводимое гретым расплавом цинка и выдержи от наружной поверхности детали на различных этапах калориметрирования вается в расплаве до наступления его кристаллизации, что контроли руется по началу интенсивного нарастания корки на внутренней поверхности тигля.

Непосредственно перед продувкой с наружной поверхности детали снимается корка затвердевшего цинка, образовавшаяся за счет теплоотвода по стенке оболочки в при включенные элементы рабочего участка. Далее деталь продувается охлаждающим, выдерживается в расплаве 3,0 и затем извлекается воздухом в течение времени из тигля. С наружной поверхности детали снимается отвердевшая цинковая корка и рассчитывается по формуле (1) теплосъем к охладителю.

На рис. 3 представлены результаты экспериментального определения времени выдержки 3,0 для конвективно-охлаждаемой оболочковой детали.

Из рис. 3 видно, что извлечение детали из расплава непосредственно после прекращения продувки занижает массу корки на 7-10% и, следовательно, рассчиты ваемые по (1) распределения значения тепловых потоков q относительно фактиче ских значений q1.

Рис. 3. Экспериментальное определение времени выдержки 3,0 оболочковой детали в расплаве цинка после прекращения продувки 126 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Литература 1. Испытания, обеспечение надежности и ремонт авиационных двигателей и энергетических установок: Учеб. пособие / Ю.С. Елисеев, В.В. Крымов, К.А.

Малиновский и др. — М.: Изд-во МАИ, 2005. — 540 с.

2. Иноземцев А.А., Нихамкин М.А., Сандрацкий В.Л. Основы конструирования авиаци онных двигателей и энергетических установок. Т.2. — Пермь: ОАО «Авиадвигатель», 2007. — 389 с.

УДК 536.2.3: 629. ВЫБОР МЕТОДОВ ИЗГОТОВЛЕНИЯ МОДЕЛЕЙ ОХЛАЖДАЕМОЙ ЛОПАТКИ, ПРИМЕНЯЕМЫХ ПРИ ДОВОДКЕ д.т.н., проф. В.Г. Попов, к.т.н., проф. Н.Л. Ярославцев, к.т.н., проф. А.В. Викулин, А.А. Шворников В статье рассмотрена возможность упрощения технологии изготовления моделей охлаждаемых лопаток турбин, применяемых при доводке.

The article gives possibility of simplification of manufacturing techniques of air cooled turbine blades models using for final design improving.



Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 | 6 |   ...   | 15 |
 





 
© 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.