Статья: ВОПРОСЫ КОРРЕКЦИИ РАСЧЕТНЫХ МОДЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО МОДАЛЬНОГО АНАЛИЗА (2025)

С целью повышения точности прогнозирования временной информации в системах синхронизации (эта точность, в свою очередь, зависит от математической модели, описывающей уход шкалы времени, и от точности оценок её параметров) предлагается обрабатывать временную информацию с помощью двухшагового алгоритма. На первом шаге, с целью нахождения тренда в классе линейно или параболически изменяющихся функций, используется метод максимального правдоподобия, который может быть реализован с учётом апостериорной вероятности. На втором шаге, после выделения тренда ухода шкалы времени, предлагается прогнозировать шум наблюдения методом наименьших квадратов (который можно дополнить L2-регуляризацией), где в качестве базисных предложено использовать тригонометрические функции. Оптимальный выбор периода первой гармоники и кратности учитываемых гармоник в разложении шума наблюдения осуществляется с помощью его приближённого канонического разложения по тригонометрическим функциям со случайными коэффициентами. Эти параметры, а также дисперсии случайных коэффициентов разложения находятся в соответствии с оценённой на интервале наблюдения спектральной плотностью мощности шума наблюдения и с заданной точностью воспроизведения его дисперсии. Показано преимущество приближённого канонического разложения шума наблюдения в сравнении со строгим ортогональным разложением Карунена–Лоэва. В работе обоснован оптимальный выбор интервалов наблюдения и прогнозирования.

Определение разрушающей нагрузки авиационных деталей – важнейший аспект проектирования и эксплуатации воздушных судов. От прочностных характеристик материалов и конструкций напрямую зависят безопасность полетов, долговечность компонентов и экономическая эффективность эксплуатации. В связи с этим рассмотрена проблема численного и аналитического расчета разрушающей нагрузки. Разработана программа, реализующая алгоритм определения разрушающей нагрузки с использованием метода конечных элементов в пакете Ansys. Валидация алгоритма выполнена на пластинах с круглым отверстием. Исследованы однородные пластины, изготовленные из сплавов Д16Т и В95, а также комбинированные образцы, состоящие из двух пластин, одна из которых изготовлена из сплава Д16Т, а вторая из сплава В95. В комбинированных образцах в растягиваемой области, где пластины соприкасаются, полагается, что трение, возникающее между их поверхностями, слабо влияет на результаты решения, то есть отсутствует задание каких-либо условий контакта. В области захватов пластины сильно прижимаются друг к другу и жестко фиксируются в захватывающих устройствах. В расчетах используются упругопластические параметры материалов, определенные из испытаний на растяжение гладких образцов без отверстий. Получено удовлетворительное совпадение экспериментальных данных с результатами расчета.

Использование композиционных материалов, особенно в космической технике, становится все более актуальным благодаря их уникальным свойствам, которые позволяют эффективно функционировать в экстремальных условиях и сохранять заданные характеристики. В статье представлено исследование полимерных композиционных материалов на основе арамидных волокон и их применение в ракетно-космической промышленности. Цель исследования заключается в обосновании возможностей создания таких композитов и оценке их перспектив для использования в космических аппаратах. В работе определены ключевые физико-механические свойства арамидных волокон и влияние этих свойств на характеристики композиционных материалов на основе эпоксидной матрицы. Также проведен анализ технологий изготовления полимерных композитов со сравнительной характеристикой различных матриц, наполнителей и методов производства. Полученные результаты подтверждают высокий потенциал и целесообразность применения арамидно-эпоксидных композитов в ракетно-космической технике благодаря высокой прочности, легкости и устойчивости к агрессивным средам. Для надежного применения необходимо углубленное исследование устойчивости и долговечности таких материалов в космическом пространстве. Дальнейшие исследования должны охватывать такие аспекты, как ударная стойкость и термическая стабильность, чтобы гарантировать безопасность и надежность будущих конструкций космических летательных аппаратов.

Деталь «Гребенка» входит в состав приемо-вычислительного модуля приборов глобальной спутниковой системы и служит для позиционирования проводов в розетке. При отработке технологии изготовления данной детали возникли проблемы из-за свойств материала полиамида и тонкостенных конструктивных элементов с допусками по 9 квалитету. Конструкция детали включает в себя наличие пазов и тонкие перемычки между ними. Обработка дисковой фрезой привычными методами фрезерования привела к образованию длинных заусенцев и увеличила вероятность получения бракованной продукции ввиду сложностей в проведении слесарных работ мелкоразмерных элементов с условием сохранения допусков на заданные размеры. Результатом решения вопроса стала смена направления резания при фрезеровании: с попутного на встречное. Приведены общие рекомендации резания для рассмотренной детали. Также было увеличено количество проходов при обработке, что позволило срезать заусенцы и исключить слесарную операцию, выполняемую вручную, выдержать требования конструкторской документации автоматизированным способом. Данный прием эффективен в части повышения вероятности выпуска годной продукции, снижения времени изготовления и может быть применен для серийного производства, автоматизировав изготовление аналогичных типов деталей и конструктивных элементов полиамида.

Статья подводит итог более чем сорокалетнему периоду развития технологии создания и сопровождения бортового программного обеспечения космических аппаратов в Акционерном обществе «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнёва» (в настоящее время АО «РЕШЕТНЁВ») и содержит обзор ключевых аспектов, делающих эту технологию эффективной: ПО спутника разрабатывается как совокупность ПО систем спутника, рассматриваемых как ПО, встроенное в эти системы; ПО систем спутника функционируют в единой аппаратно-программной среде и разрабатываются на единых средствах по единой технологии; система поддержки проектирования, системного тестирования и сопровождения ПО строится на основе информационной модели ПО спутника и системе архивов объектов разработки; среда разработки, автономного тестирования и верификации программ ПО систем строится на основе кросс-системы программирования на языке Модула‑2, содержащей интерпретаторы команд бортовых компьютеров; переносимость функционального ПО на новую вычислительную платформу обеспечивается постоянством программных интерфейсов и специальными методами адаптации унифицированной бортовой ОС для новых вычислительных платформ; управление качеством, базируется на качестве компонент ПО, качестве управления конфигурацией ПО и качестве верификации и подтверждения ПО в целом; трёхуровневое управление объектами и работами; использование программных моделей спутников как для целей системного тестирования ПО спутника, так и для его сопровождения при эксплуатации.