Статья: ПЕРСПЕКТИВНЫЙ АЛГОРИТМ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ВРЕМЕННОЙ ИНФОРМАЦИИ В СИСТЕМАХ СИНХРОНИЗАЦИИ ГЛОНАСС (2025)

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.

Излагается решение вопросов, возникающих при коррекции расчетных динамических моделей летательных аппаратов по результатам испытаний. К ним относится выбор методики модальных испытаний на основе анализа соотношений между вынужденными монофазными и собственными колебаниями. По результатам испытаний можно установить диссипативные свойства конструкций. Отмечено, что погрешности экспериментального определения собственных частот колебаний значительно ниже погрешностей в оценках обобщенных масс и коэффициентов демпфирования. Представлен метод коррекции параметров упругости конечно-элементных моделей летательных аппаратов. Матрица масс считается определенной точно. Целевой функцией является взвешенная сумма квадратов разностей между экспериментальными и расчетными собственными частотами. Для минимизации целевой функции используется итерационный процесс. Проведены исследования чувствительности коррекции к погрешностям в результатах модального анализа. Предложена методика моделирования диссипативных свойств конструкций по результатам испытаний. Для всех исследуемых тонов колебаний определяются обобщенные коэффициенты демпфирования, величины которых назначаются целевыми. Эти коэффициенты образуют диагональную матрицу демпфирования в главных координатах. Для построения матрицы демпфирования в физической системе координат использована модель рэлеевского демпфирования. Проведена коррекция расчетной модели консоли крыла самолета и самолета типа «летающее крыло».

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.