Настоящий выпуск «Научного Вестника МГТУ ГА» посвящен памяти крупного ученого, лауреата государственной премии РФ, заслуженного деятеля науки и техники РСФСР, доктора технических наук, профессора Голубева Ивана Семеновича.

Основным направлением в конструировании средств взвешивания и дозирования становится создание весовой техники, способной обеспечить не только измерение массы – взвешивание с необходимыми точностью и быстродействием, но и автоматическое управление технологическими процессами, а также их контроль и регулирование. В этом случае при проектировании весоизмерительных устройств реализуют возможность двухсторонней связи с ЭВМ, что позволяет осуществлять дистанционный контроль и решение логических задач, связанных с процессом управления. Современные автоматические весовые и дозирующие устройства являются важным звеном комплексной автоматизации в различных отраслях промышленности.Существующие разработки электроизмерительной, радиоэлектронной, счетно-вычислительной и других отраслей приборостроительной техники позволяют осуществлять преобразования измеряемой величины с весьма высокой степенью точности. Однако если в процессе взвешивания измеряемая величина воспринимается упругим чувствительным элементом низкого качества, то, как бы ни была высока точность дальнейших преобразований, характеристики упругого элемента будут ограничивать точность прибора в целом. Хотя упругие элементы являются простыми механическими деталями и многие виды упругих элементов известны и широко применяются в течение многих десятков лет, их рабочие характеристики часто не удовлетворяют предъявляемым к ним требованиям, что тормозит создание приборов высоких классов точности. Рост требований к первичным преобразователям делает актуальным решение проблемы повышения качества упругих чувствительных элементов не только при изготовлении, но и при проектировании. Это обусловило появление работ, направленных на развитие расчетных и экспериментальных методов, которые изменили общую методологию проектирования силоизмерительных устройств.

Приведены аэродинамические характеристики отделяемых элементов конструкций транспортных систем, позволяющие рассчитать траектории движения этих элементов после отделения и надежно определить размеры районов падения. Особое внимание уделено створкам головных обтекателей, которые представляют собой тонкие изогнутые оболочки, содержащие цилиндрическую, коническую и сферическую части, обладают высоким аэродинамическим качеством и имеют максимальные размеры районов падения. Аэродинамика тел подобных конфигураций мало изучена. В работе представлены результаты математического моделирования обтекания типовой створки в свободно распространяемом пакете программ с открытым исходным кодом OpenFOAM. Получены аэродинамические характеристики модели при транс- и сверхзвуковых скоростях, проанализирована трансформация структур обтекания створки при изменении угла атаки и числа Маха. Показана возможность применения пакета OpenFOAM для расчета аэродинамических характеристик и параметров обтекания тонких оболочек. Анализ полученных результатов показал, что при сверхзвуковых скоростях набегающего потока наблюдается образование скачков уплотнения сложной конфигурации, взаимодействующих друг с другом, при дозвуковых скоростях наблюдается образование обширных областей пространственного отрыва потока. Выделены интервалы углов атаки, при которых реализуются различные типы структур течений как для транс-, так и для сверхзвуковых скоростей набегающего потока. Изменение структуры обтекания отражается на аэродинамических характеристиках, аэродинамические коэффициенты створки значительно изменяются с ростом угла атаки, при всех рассмотренных скоростях набегающего потока имеются два балансировочных угла атаки. Полученные результаты могут быть использованы для разработки пассивной системы стабилизации створки, которая обеспечит балансировку тела на углах атаки с минимальным аэродинамическим качеством и уменьшит случайные отклонения при движении относительно центра масс.

Основные технико-экономические качества будущего самолета закладываются на ранних стадиях проектирования. Высокая важность этих стадий объясняется необходимостью принятия более 70 % концептуальных решений по проекту, и допущенные здесь ошибки, а также разного рода неточности могут повлечь за собой большие экономические затраты при их обнаружении и исправлении уже на более поздних стадиях проработки проекта. Для снижения проектных рисков получения неконкурентоспособного самолета требуется повышение эффективности этапа предварительного проектирования в направлении увеличения точности и достоверности получаемых результатов. Отдельного внимания при этом заслуживают методы определения аэродинамических характеристик летательного аппарата.

В настоящей работе рассматривается методика расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов с крылом большого удлинения с учетом статической аэроупругости. Методика предназначена для начальных стадий проектирования. Учет упругих деформаций крыла при исследовании аэродинамических характеристик летательных аппаратов предлагается производить с целью повышения точности получаемых результатов и, как следствие, точности выбора облика самолета. Применение методики позволит повысить эффективность этапа предварительного проектирования самолетов. В основе методики лежит численное многодисциплинарное математическое моделирование с использованием метода дискретных вихрей и алгоритма топологической оптимизации на основе модели тела переменной плотности. Преимущественной чертой методики является использование алгоритма топологической оптимизации, что дает возможность определять упруго-прочностные характеристики полнонапряженной конструкции крыла в условиях начальных стадий проектирования, когда силовая схема еще неизвестна. На примере решения демонстрационной задачи расчета аэродинамических характеристик беспилотного летательного аппарата с крылом большого удлинения показана значимость учета упругих деформаций конструкции крыла на начальных этапах проектирования: произведена оценка и сравнение интегральных и распределенных аэродинамических характеристик крыла самолета с учетом и без учета деформаций.

На территории РФ планируется строительство нескольких крупных ветропарков (Ульяновская область, Республика Адыгея, Калининградская область, Север РФ) в 2018–2020 гг. Задачи, связанные с проектированием работы ветропарков с целью оценки их эффективности, являются актуальными на сегодняшний день. Одно из возможных направлений в проектировании связано с математическим моделированием. Метод крупных вихрей (вихреразрешающее моделирование), разработанный в рамках направления вычислительной гидродинамики, позволяет в деталях воспроизводить нестационарную структуру течения и определять различные интегральные характеристики для ветроустановок.

В данной работе проведен расчет для двух модельных ветроэлектрических установок с помощью метода крупных вихрей и метода плоских сечений при вращении лопастей турбины. Для проведения моделирования использовалась расчетная область в форме параллелепипеда и адаптированная неструктурированная сетка с тремя сетками (на 2, 4 и 8 миллионов ячеек). Математическая модель включала в себя основные уравнения неразрывности и количества движения для несжимаемой вязкой жидкости. Крупномасштабные вихревые структуры рассчитывались при помощи интегрирования фильтрованных уравнений. Расчет был проведен с использованием лагранжевой динамической модели Смагоринского для определения значения турбулентной подсеточной вязкости. Геометрические параметры ветроэлектрической установки задавались исходя из данных открытого проекта BlindTest 2-4. Все физические величины в расчетной области определялись в центре расчетной ячейки. Аппроксимация слагаемых в исходных уравнениях была выполнена со вторым порядком точности по времени и пространству. Уравнения для связи скорости, давления решались с помощью итерационного алгоритма PIMPLE. Общее количество рассчитываемых физических величин на каждом временном шаге равнялось 18. В связи с этим потребовались ресурсы вычислительного кластера.

В результате расчета течения в следе для двух трехлопастных турбин получены осредненные и мгновенные значения скорости, давления, подсеточной кинетической энергии и турбулентной вязкости, компоненты тензора подсеточных напряжений, значения коэффициентов вырабатываемой мощности и осевой нагрузки. Полученные результаты, количественно совпадающие с известными результатами экпериментов и численных расчетов, свидетельствуют о возможности адекватно рассчитать параметры течения для нескольких ветроэлектрических установок.

Одним из наиболее динамичных направлений развития гражданской авиации последних лет является внедрение беспилотных летательных аппаратов. Основной областью их применения является выполнение различных видов авиационных работ. Для большинства авиационных работ характерны небольшие удаления летящих беспилотных аппаратов от людей, животных, растений и объектов инфраструктуры, в связи с чем актуален вопрос о влиянии индуктивных скоростей данных аппаратов на эти объекты и отдельные процессы авиационных работ. В статье рассмотрены вопросы оценки формирования вихревого следа и описания поля индуктивных скоростей в зоне полетов легких беспилотных мультикоптеров, которые имеют наибольшее распространение и перспективы для выполнения основных авиационных работ. Исследования проводились методом числового эксперимента с использованием разработанного в среде Delphi программного пакета. Сформированный пакет обеспечивает на основании заданных параметров мультикоптера, условий и режимов его полета моделирование процесса формирования вихревого следа аппарата как совокупности взаимовлияющих П-образных комбинаций вихрей несущих винтов мультикоптера, графическую визуализацию вихревого следа, расчеты по данным следа индуктивных скоростей в зоне пролета мультикоптера с построением соответствующих векторных диаграмм, а также решение ряда сопряженных задач. В статье представлены полученные с применением пакета для принятых условий и режимов полета графические данные по пространственной конфигурации вихревого следа и распределению его индуктивных скоростей в поперечных разноудаленных от мультикоптера плоскостях на примере легкого гексакоптера типа Odonata agro, для которого близость экспериментальных и расчетных, полученных с использованием пакета, данных осаждения капель при авиаопрыскивании косвенно подтверждает адекватность пакета, а также сравнительные конфигурации вихревого следа сопоставимых по полетной массе и нагрузке на несущие винты квадрокоптеров и октакоптеров. По расчетным данным в работе сформулированы отдельные общие закономерности и особенности формирования и конфигурации вихревого следа и распределений индуктивных скоростей в зоне полетов легких беспилотных мультикоптеров. Результаты статьи могут быть использованы при оценке параметров и влияния вихревого следа легких беспилотных летательных аппаратов вертолетного типа на окружающие объекты и отработке рациональных конструктивных решений и режимов полета мультикоптеров при выполнении авиационных работ.

Сверхзвуковое обтекание системы тел (решетчатые крылья, крыло вблизи экранирующей поверхности, лопатки сверхзвуковых ступеней компрессора и т.п.) сопровождается сложными картинами скачков уплотнения, которые зависят от нескольких параметров, характеризующих взаимное расположение тел, их внешних форм и размеров, а также величины числа Маха. Эти картины определяются характером взаимодействия головного скачка уплотнения и скачка уплотнения на нижней поверхности профиля, вызванного изменением направления течения в результате отклонения закрылка.

В статье представлены результаты исследования сверхзвукового обтекания профиля с закрылком вблизи экрана, полученные с использованием метода гидравлического аналогового моделирования (метод газогидравлической аналогии). Этот метод основан на аналогии уравнений движения, описывающих плоское течение газа и тонкого слоя жидкости, и применяется при решении большого класса плоских задач стационарной и нестационарной газовой динамики.

Параметрами, влияющими на структуру обтекания профиля вблизи экрана, являются: число Маха движения профиля со значениями М_∞= 1,4 ÷ 1,9; относительное отстояние профиля от экрана со значениями Н_з= 0,2 ÷ 1,0; угол отклонения закрылка со значениями δ_з = 0 ÷ 40°. В процессе экспериментального исследования определены изменения структуры скачков уплотнения и выявлено влияние на данный процесс вышеперечисленных параметров. Результаты экспериментального исследования представлены в виде графических зависимостей относительного положения скачка уплотнения на нижней поверхности профиля при различных значениях числа Маха, относительного положения профиля от экрана и угла отклонения закрылка Δ = f (М_∞,Н_з, δ_з). На основании анализа полученных зависимостей выведен обобщенный параметр, позволяющий определять границы изменения структуры скачков уплотнения в данном типе задач.

Рассмотрены проблемы выбора материала и внешней геометрии газовых рулей системы склонения беспилотного летательного аппарата. При выборе материала основным критерием является количество уносимого материала с поверхности газового руля в единицу времени. Следует выбрать материал таким образом, чтобы при воздействии газовой струи на руль он не выгорал сразу, а обеспечивал свою работоспособность в течение всего времени, отведенного на его работу. Основные потери материала происходят на передней кромке газового руля. С целью уменьшения этого вредного эффекта выбирают термоэрозионностойкий материал (графит, молибден и др.).

На выбор геометрических параметров газового руля влияют характеристики газового потока, обтекающего руль. Получение при этом достоверных результатов затрудняется неравномерностью газового потока из сопла, наличием в нем несгоревших частиц топлива, затупленным профилем руля, влиянием на его обтекание боковых кромок и интерференции со стенками сопла. Конфигурация руля выбирается таким образом, чтобы обеспечить требуемое значение управляющей силы в конце работы руля с учетом ожидаемого выгорания передней кромки. Окончательное же решение по выбору параметров газового руля принимается на основе анализа большого количества модельных и натурных испытаний рулей-аналогов.

Предложена методика выбора конструкционного материала и внешней геометрии газового руля системы склонения беспилотного летательного аппарата. Методика базируется на соотношениях, полученных на основании обработки экспериментальных данных воздействия газовых струй на рули, выполненные из разных конструкционных материалов. Приведен пример решения задачи выбора конструкционного материала и внешней геометрии газового руля.

Сущность экспертизы как научного метода заключается в рациональной организации проведения экспертами анализа проблемы с количественной оценкой суждений и обработкой результатов. Обобщенное мнение группы экспертов принимается как решение проблемы. Все многообразие решаемых экспертами задач сводится к двум типам: системному анализу проектного предложения и параметрическому анализу. Системный анализ имеет целью подтвердить целесообразность (или нецелесообразность) создания нового образца техники, оценить его технический уровень и экономическую эффективность с учетом требований и возможностей технической системы более высокого уровня. Параметрический анализ проектного предложения состоит в обосновании достоверности проектных параметров и характеристик рассматриваемой технической системы, их реализуемости, важности целевых задач. Несмотря на достаточно хорошо отработанный и проверенный на практике инструментарий методов экспертизы, проведение экспертизы проектных предложений сложных технических систем остается до конца не решенной задачей. Основная сложность состоит в декомпозиции задачи экспертизы, определении иерархической системы критериев (признаков, по которым проводится сравнение проектных предложений).

В статье предложены методика и программный комплекс экспертизы проектных предложений в интересах оценки качества и конкурентоспособности изделий авиационной и ракетной техники. Методика экспертизы предполагает сравнительный анализ проектных предложений в соответствии со сформированной системой критериев качества изделия. Используется метод анализа иерархий, который в настоящее время является одним из самых мощных и эффективных методов экспертизы и принятия решений. Благодаря иерархическому представлению задачи экспертизы и относительно простой процедуре парного оценивания на каждом этапе экспертизы, имеется возможность оперативно проводить сравнительную оценку большого числа альтернативных проектных предложений с использованием сколь угодно сложной системы критериев.

Приведен пример использования разработанной методики и программного комплекса экспертизы проектных предложений изделий авиационной и ракетной техники при решении задачи выбора рационального варианта конструктивно-технологического решения крыла.

Процесс проектирования авиационных систем электроснабжения связан с необходимостью выполнения ряда требований нормативно-технических документов и проведения большого количества расчетов. Как показывает опыт, получение достоверных исходных данных о характере и величине потребления электрической энергии приемниками электроэнергии на ранних стадиях проектирования не представляется возможным. Состав приемников электроэнергии и мощности потребления электроэнергии в процессе проектирования неоднократно изменяются. Это приводит к необходимости многократного выполнения задач, связанных с синтезом структур первичных и вторичных систем генерирования и проведения расчетов.

Стремление повысить эффективность систем электроснабжения привело к появлению новых стандартизованных видов электрической энергии – 270 В постоянного тока и 380 В трехфазного переменного тока стабильной и нестабильной частоты. Из этого следует, что возможна реализация довольно большого количества вариантов структур систем электроснабжения, причем может быть несколько вторичных систем электроснабжения или вообще системы электроснабжения третьего или более высокого уровня.

Отсутствие готовых авиационных преобразователей видов энергии предполагает не возможность использования готовых компонентов, а разработку конкретных устройств параллельно с разработкой системы электроснабжения. В этом случае одним из результатов проектирования системы электроснабжения будет являться набор требований к устройствам и агрегатам проектируемой системы электроснабжения.

В любом случае процесс проектирования системы электроснабжения воздушных судов предполагает наличие множества итераций, учитывающих изменение как исходных данных, так и ограничений на элементы систем электроснабжения и сам процесс проектирования.

Традиционный подход к проектированию систем электроснабжения воздушных судов, предполагающий знание конструктором десятков нормативно-технических документов, регламентирующих этапы проектирования систем электроснабжения, а также наличие типовых структур систем электроснабжения, из которых и делается конкретный выбор, в настоящее время практически невозможен. Единственным способом осознанно подойти к проблеме проектирования систем электроснабжения воздушных судов и учесть все требования заказчика и нормативно-технической документации является его автоматизация.

Автоматизация проектирования систем электроснабжения воздушных судов как оптимизационной задачи предполагает формализацию объекта оптимизации, а также выбор критерия эффективности и управляющих воздействий. Под объектом оптимизации в данном случае понимаем сам процесс проектирования систем электроснабжения, формализация которого включает формализацию и объекта проектирования – системы электроснабжения воздушных судов.

Рассматривается проблема реализации аэродинамического совершенства воздушных судов с учетом выполнения сертификационных требований по безопасности полета. Под аэродинамическим совершенством понимается высокое, с учетом размерности самолета, аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета, высокий уровень аэродинамического качества на взлетных режимах, а также высокие несущие свойства на посадочных режимах.

Оценено влияние на реализацию аэродинамического совершенства как требований к аэродинамическим характеристикам, так и требований к системам воздушных судов, невыполнение которых может значительно изменить ожидаемые условия эксплуатации. Показано, что использование существенно суперкритических профилей крыла может приводить к ограничениям режимов полета из-за невыполнения требуемых запасов по бафтингу. Это не позволяет в полной мере реализовать аэродинамические возможности компоновки и требует специальных конструкторских решений для недопущения таких случаев.

Рассмотрены сертификационные требования к точности определения барометрической высоты полета и к системе сигнализации обледенения. Изложены методы повышения реализации аэродинамического совершенства путем обеспечения выполнения требований для полетов в зоне действия сокращенного минимума вертикального эшелонирования и в условиях обледенения, в том числе требований к датчикам системы воздушных сигналов. Выполнение требований для полетов в зоне действия сокращенного минимума вертикального эшелонирования обеспечивается выбором рациональных мест размещения датчиков системы воздушных сигналов. При помощи теоретических расчетных методов обтекания находятся зоны на внешней поверхности воздушного судна, при размещении в которых датчиков статического давления минимизируются погрешности их показаний в зависимости от углов атаки и скольжения. Показано, что при невыполнении сертификационных требований и полете вне зоны действия сокращенного минимума вертикального эшелонирования реализация аэродинамического совершенства воздушных судов существенно падает и расход топлива может возрастать на 10 % и выше. Реализация предложенных подходов позволяет повысить конкурентоспособность воздушных судов транспортной категории.

В настоящей работе описывается влияние различных лопастей несущего винта на Х-образный рулевой винт вертолета Ми-171 ЛЛ, замеченное при проведении летных испытаний. Испытания проводились на одном и том же вертолете в близких атмосферных условиях.

Задачей испытаний ставилось сравнение летно-технических характеристик двух комплектов лопастей несущего винта вертолета Ми-171 ЛЛ. Однако при обработке материалов испытаний было выявлено отличие в углах установки рулевого винта при различных несущих винтах с одинаковыми взлетными массами.

Отмечено, что взлетная масса вертолета при висении вне влияния земли в условиях международной стандартной атмосферы с лопастями из композиционных материалов превышает взлетную массу вертолета с серийными лопастями на номинальном режиме работы двигателей на ~ 750 кг, на взлетном – на ~ 700 кг.

Полученная в работе зависимость позволяет, зная высотно-климатические характеристики двигателя, определить балансировочное значение j_рв на режиме висения при различных сочетаниях барометрической высоты и температуры наружного воздуха для заданных оборотов несущего винта.

Из материалов работы следует, что при одном и том же значении N_пр (95/n_нвпр)³ или Nфакт балансировочные значения jрв для вертолета с лопастями несущего винта из композиционных материалов меньше, чем для вертолета с серийными лопастями несущего винта на 0,5…0,9°. При этом разница в углах установки рулевого винта увеличивается с увеличением величины N_епр (95/n_нвпр)³ (N_факт). Возможно, это вызвано различным влиянием индукции от несущего винта на рулевой винт для лопастей несущего винта из композиционных материалов и серийных.

Как следует из материалов, тяга несущего винта с лопастями несущего винта из композиционных материалов при одинаковой мощности двигателей больше, по сравнению с серийным, следовательно, больше индуктивные скорости от несущего винта. При этом углы установки рулевого винта меньше. Можно предположить, что большая индуктивная скорость от несущего винта увеличивает тягу Х-образного рулевого винта.

В статье изучена возможность улучшения аэродинамических характеристик типичного крыла пассажирского самолета со сверхкритическим профилем с помощью пассивных устройств треугольной формы в плане большой относительной площади, установленных на передней кромке в концевой части крыла. Рассмотрено использование треугольных выступов различных конфигураций в виде концевых устройств, потенциально усовершенствующих либо полностью заменяющих классические законцовки типа винглет Уиткомба. В результате плоского и трехмерного численного моделирования обтекания модели прототипа крыла-корпуса DLR-F4, было подтверждено потенциальное преимущество данных устройств, особенно в совокупности с эллиптической несущей законцовкой большой стреловидности, в плане снижения индуктивного сопротивления и роста аэродинамического качества на полетных углах атаки. Рост качества при применении данных устройств обусловлен исключительно падением сопротивления, без увеличения подъемной силы крыла. В сравнении с классическими законцовками, увеличивающими подъемную и боковую силу на конструкцию крыла, треугольный выступ дает такой же рост качества, но при гораздо меньшем росте нагрузок на конструкцию крыла. Приведено исследование характеристик местного, модифицированного, профиля в зоне выступа в двумерной постановке, и количественный анализ влияния выступа как на профильную и индуктивную составляющие сопротивления, так и на общую подъемную силу крыла. Синтез влияния выступа на аэродинамическое качество крыла сложится из его влияния на каждую из этих составляющих. Сравнение эффективности применения треугольного выступа с классическими законцовками было проведено в многодисциплинарной постановке задачи, где помимо коэффициентов подъемной силы и силы сопротивления были получены изменения величины и распределения нагрузок, действующих на консоль крыла, и максимальных напряжений. Исследование роста нагрузок на конструкцию крыла после установки треугольного выступа подтвердили полученные из вычислительной гидродинамики выводы о том, что выступ не увеличивает и не меняет распределение суммарных сил и моментов, действующих на крыло.

Вибрационный мониторинг машин и механизмов является неотъемлемой частью оценки их технического состояния в процессе эксплуатации и предупреждения разрушения при работе на резонансных режимах или из-за усталости материала. Авиационные газотурбинные двигатели и наземные газотурбинные установки – типичные представители машин, подлежащих обязательному вибрационному контролю. В большинстве случаев он должен осуществляться непрерывно, но в ряде случаев (например, силовые установки легких вертолетов) виброконтроль осуществляют через интервалы времени, исчисляемые десятками часов. В настоящее время при этом используются одноосевые датчики вибрации различных типов. В любом случае данные, полученные в ходе вибромониторинга, подвергают обработке, в первую очередь с использованием допускового контроля и ряда способов сглаживания и оценки тенденции изменения вибрации в процессе эксплуатации, примеры использования которых для двигателей показаны в статье. В ряде случаев возникает необходимость упрощенной оценки вибрационного состояния машины в дополнительных точках или проведение оперативного первичного вибромониторинга без привлечения арендуемой  аппаратуры  контроля.  Возможным  решением  представляется  использование  современных  мобильных устройств, оснащенных датчиками ускорений и специализированного программного обеспечения для архивации и представления данных вибромониторинга в режиме реального времени. В учебном процессе эти устройства выступают полноценной заменой связки датчиков вибрации и осциллографа при исследовании критических частот вращения роторов с возможностью архивации данных мониторинга для дальнейшей обработки. Рассмотренный  в  статье  способ  вибрационного  мониторинга  с  использованием  микроэлектромеханических систем современных мобильных устройств имеет ряд преимуществ перед прочими способами, в частности, выполняется одновременная трехосевая оценка виброускорений и вектора вибрации c графическим и символьным представлением данных в режиме реального времени и более широкими возможностями по архивации и оперативной обработке данных.

В рамках решения задач комплексного исследования управляемости вертолета ранее были определены причины изменения параметров управляемости вертолета при транспортировке груза на его внешней подвеске.

Следующим этапом исследования является определение влияния конкретных параметров груза и внешней подвески в целом, а также их сочетания на характеристики управляемости вертолета.

В статье представлены результаты исследования влияния параметров груза и внешней подвески в целом на статические и динамические показатели управляемости. В качестве статической характеристики управляемости рассматривалась эффективность управления, выраженная через максимальное угловое ускорение, приобретаемое вертолетом при одинаковых отклонениях рычага управления на различных скоростях полета. В качестве динамического показателя было выбрано время переходного процесса с наблюдаемым параметром – перемещением ручки циклического шага. В качестве параметров груза были рассмотрены 16 вариантов сочетаний баллистического коэффициента и массы груза, а в качестве параметра внешней подвески была выбрана длина троса в диапазоне от 10 до 40 метров.

По результатам вычислительных экспериментов были выявлены некоторые зависимости показателей управляемости от параметров груза на внешней подвеске при их различных сочетаниях. Анализ результатов показал, что для оценки влияния конкретных параметров груза на пилотажные свойства вертолета больше подходят динамические характеристики, т. к. такая оценка в наиболее полной мере может характеризовать нагрузку на летчика. Полученные результаты могут быть использованы для совершенствования руководств по летной эксплуатации и литературы по обучению летного состава.

При выполнении полетов вертолетов с грузом на внешней подвеске может возникнуть потребность сброса груза. Это может быть связано как с возникновением особых ситуаций в полете, так и со штатным сбросом груза при выполнении его десантирования в заданный район. Однако при определенных условиях после сброса груза с внешней подвески могут происходить значительные изменения параметров движения вертолета. В связи с этим при планировании полетов вертолетов с грузом на внешней подвеске следует убедиться в безопасности в случае сброса груза. При выполнении настоящей работы были использованы теоретические и экспериментальные методы исследования. К теоретическим методам исследования относятся аналитические расчеты и вычислительные эксперименты, проводимые с помощью специального программного обеспечения. К экспериментальным методам относятся методы проведения летных испытаний. Летные эксперименты позволили подтвердить адекватность теоретических методов исследования динамики вертолета после сброса груза с его внешней подвески. Предлагаемая методология обеспечения безопасности эксплуатации вертолетов заключается в поэтапном изучении динамики вертолета после сброса груза с внешней подвески. На первом этапе выполнено аналитическое определение нормальной перегрузки после сброса груза по выведенной ранее формуле. На втором этапе исследований выполнены вычислительные эксперименты с использованием программного комплекса HeliCargo, которые позволили не только уточнить значения нормальной перегрузки, полученные путем аналитических расчетов, но и рассмотреть перемещения центра масс вертолета и его угловые перемещения после сброса груза. Проведенное исследование говорит о том, что динамика вертолета после сброса груза может быть с удовлетворительной точностью исследована разработанными ранее теоретическими методами, что подтверждается сравнением полученных данных с результатами летных экспериментов. Кроме того, в настоящей работе получены конкретные результаты, констатирующие безопасность сброса грузов с внешней подвески вертолета, которые можно использовать в практике планирования производства работ по доставке грузов на внешней подвеске путем десантирования в заданный район.

В работе представлена концепция деятельности авиапредприятия как единой системы процессов и проектов по поддержанию летной годности воздушных судов.

Отмечена актуальность использования инструментов проектного управления, в том числе в транспортной отрасли, приведены примеры успешного внедрения проектов развития на отечественных предприятиях по производству авиационных двигателей.

Предложена схема классификации проектов и процессов по поддержанию летной годности, отражающая их взаимосвязь. Операционная деятельность предприятия представляет собой совокупность его бизнес-процессов, для оптимизации которых предприятие отбирает, планирует и реализует соответствующие проекты. В то же время сами проекты являются объектами управления на основе стандартизованных процессов. Процессы управления проектами и основные процессы предприятия также взаимосвязаны и могут быть объектами, входящими в единые регламенты его подразделений.

Повышение эффективности операционных процессов и процессов управления авиапредприятия является целью проектов развития, которые подразделяются на инвестиционные проекты и проекты организационных изменений.

Ограниченность организационных и финансовых ресурсов предприятия требует идентификации и систематизации всех проектов и процессов, при этом применение стандартов проектного менеджмента позволяет провести анализ возможностей и определить последовательность их реализации.

Показана важность накопления опыта выполненных проектов, результатом которого могут стать типовые методики планирования, организации исполнения и контроля проектов поддержания летной годности воздушных судов.

Продемонстрированы конкретные формы реализации стандартов проектного управления применительно к проекту конструктивной доработки самолетов АН-124-100 в ООО «Авиакомпания «Волга-Днепр»: план контрольных событий и формирование команды проекта.

Авиационные газотурбинные двигатели в процессе эксплуатации подвержены повреждениям проточных частей. Элементами конструкции двигателей, в значительной мере определяющими их эксплуатационные характеристики, являются рабочие лопатки. Характер типичных повреждений для различных типов двигателей зависит от назначения и места эксплуатации воздушного судна, на котором установлен тот или иной двигатель. Например, для турбовальных двигателей, эксплуатируемых в условиях запыленного воздуха, наибольшую проблему представляет эрозионный износ пера рабочих лопаток. Среди основных причин повреждений проточных частей компрессоров турбореактивных двухконтурных двигателей выделяются повреждения от попадания посторонних предметов. Особняком стоят повреждения, вызванные усталостью материала рабочих лопаток при опасных резонансных колебаниях. Посторонние предметы могут попасть в двигатель с взлетно-посадочной полосы; кроме того, опасность представляют куски льда, образовавшегося во входном устройстве, птицы и т. п. В роли предметов, попадающих в двигатель с взлетно-посадочной полосы, выступают куски бетона взлетно-посадочной полосы, льда, гайки, болты, куски протекторов шин, контровочная проволока и подобные элементы от ранее взлетавших воздушных судов. Попадание посторонних предметов в двигатель зависит как от режима работы (при работе на месте, при гонке, на взлете, при пробеге на посадке с использованием реверсивного устройства и т. п.), так и от расположения двигателя на воздушном судне.

При этом предметы, попавшие в проточную чаcть двигателей, повреждают лопатки каскада как низкого, так и высокого давления. Результаты взаимодействия предметов, попавших в проточную часть двигателя, с рабочими лопатками выражаются в появлении забоин по кромкам, перу и антивибрационным полкам (при наличии) лопаток, деформациях кромок, обрывам, отгибам периферийных частей и распределяются «нелинейно» по длине тракта (ступеням).

В статье приводятся результаты статистического анализа повреждаемости компрессоров двигателей трех типов за период более трех лет. Рассмотрены распределения видов повреждений по типам двигателей в целом и их отдельным ступеням, глубин и длин повреждений по кромкам внутри ступеней и положения мест повреждений от торца рабочих лопаток, в зависимости от времени года в целом по узлам и по ступеням. Результаты анализа позволяют выработать рекомендации к проведению процедур оптико-визуального контроля.

Функциональные свойства характеризуют назначение летательного аппарата и описываются его летно-техническими характеристиками, такими как дальность и крейсерская скорость полета, масса коммерческой нагрузки, класс аэродрома базирования и т. д. Функциональные свойства также характеризуют эффективность летательных аппаратов, что в современных условиях важности постоянного и планомерного повышения эффективности определяет объективную необходимость их анализа как со стороны разработчиков, так и эксплуатантов. Эксплуатанту при выборе авиационной техники важно удостовериться, что конкретный тип воздушного судна обладает высоким уровнем функциональных свойств, что в длительной перспективе позволит ему обеспечивать высокую эффективность использования по назначению без морального устаревания. Однако при выборе из нескольких вариантов эксплуатанту приходится сталкиваться с тем, что у рассматриваемых типов воздушных судов одни характеристики лучше, другие – хуже, что не позволяет однозначно определить, какой из вариантов обладает более высоким уровнем функциональных свойств.

В данной статье исследовалась возможность применения показателей технической эффективности и обобщенного показателя технического уровня для анализа функциональных свойств самолетов гражданской авиации. На примере моделей различных поколений и модификаций семейств средних магистральных самолетов Boeing 737 и Airbus A320 производился расчет значений показателей топливной, весовой и целевой эффективности, а также ранее доработанного показателя технического уровня с последующей интерпретацией результатов в пределах одного поколения самолетов и в исторической перспективе при переходе от одного поколения самолетов к другому. По результатам анализа сделан вывод о том, что по изменению значений отдельных показателей технической эффективности невозможно сделать вывод об изменении уровня совокупности функциональных свойств самолетов. Таким образом, предлагается для решения данной задачи использовать обобщенный показатель технического уровня, определяющий уровень технического совершенства самолета, а показатели эффективности использовать для анализа затрат на обеспечение данного уровня свойств самолетов на этапах производства и эксплуатации.