ҚАЗАҚСТАН РЕСПУБЛИКАСЫ БІЛІМ ЖӘНЕ ҒЫЛЫМ МИНИСТРЛІГІ Л.Н. ГУМИЛЕВ АТЫНДАҒЫ ЕУРАЗИЯ ҰЛТТЫҚ УНИВЕРСИТЕТІ
Студенттер мен жас ғалымдардың
«Ғылым және білім - 2014»
атты IX Халықаралық ғылыми конференциясының БАЯНДАМАЛАР ЖИНАҒЫ
СБОРНИК МАТЕРИАЛОВ
IX Международной научной конференции студентов и молодых ученых
«Наука и образование - 2014»
PROCEEDINGS
of the IX International Scientific Conference for students and young scholars
«Science and education - 2014»
2014 жыл 11 сәуір
Астана
УДК 001(063) ББК 72
Ғ 96
Ғ 96
«Ғылым және білім – 2014» атты студенттер мен жас ғалымдардың ІХ Халықаралық ғылыми конференциясы = ІХ Международная научная конференция студентов и молодых ученых «Наука и образование - 2014» = The IX International Scientific Conference for students and young scholars «Science and education - 2014».
– Астана: http://www.enu.kz/ru/nauka/nauka-i-obrazovanie/, 2014. – 5830 стр.
(қазақша, орысша, ағылшынша).
ISBN 978-9965-31-610-4
Жинаққа студенттердің, магистранттардың, докторанттардың және жас ғалымдардың жаратылыстану-техникалық және гуманитарлық ғылымдардың өзекті мәселелері бойынша баяндамалары енгізілген.
The proceedings are the papers of students, undergraduates, doctoral students and young researchers on topical issues of natural and technical sciences and humanities.
В сборник вошли доклады студентов, магистрантов, докторантов и молодых ученых по актуальным вопросам естественно-технических и гуманитарных наук.
УДК 001(063) ББК 72
ISBN 978-9965-31-610-4 © Л.Н. Гумилев атындағы Еуразия ұлттық
университеті, 2014
3184
В результате обратного прессования получается тонкая оболочка с фланцем. Далее оболочка подвергается термической обработке с использованием технологической оснастки, исключающей ее деформацию, и отделяется от фланца. Дальнейшее формообразование гофр сильфона осуществляется обычными способами, например, накаткой роликами либо гидроформовкой.
Таким образом, предложенный технологический процесс получения заготовок для сильфонов позволяет обеспечить выпуск малых партий изделий без использования тонкого листа и с использованием оборудования машиностроительных заводов.
Список использованных источников
1. Ерманок М.З. Прессование панелей из алюминиевых сплавов. 2–е изд. М.,
«Металлургия», 1974, 232 с.
2. Портной К.И. Дисперсно-упрочненные материалы/ К.И. Портной. Б.Н. Бабич. – М.: Металлургия, 1974. – 200 с.
УДК 629.7.054.07
ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛЬЕВОГО УКАЗАТЕЛЯ ПОТОКА НА МОМЕНТ КРЕНА
Сидоров Алексей Анатольевич [email protected]
Старший преподаватель кафедры проектирования и конструкций Днепропетровский национальный университет имени Олеся Гончара, Днепропетровск, Украина
Научный руководитель – Н.М. Дронь
Изучение и анализ патентных материалов показывает тенденции развития разработок информационно измерительных комплексов и устройств, которые обеспечивают задачи наведения, стабилизации, ориентации и навигации относительно набегающего потока для атмосферных ЛА.
Развитие современного авиастроения требует новых принципов измерения параметров ЛА относительно набегающего потока, в частности переход от измерения угла атаки и скольжения к измерению пространственного угла атаки и аэродинамического угла крена [1]. Приборная реализация этого принципа может быть реализована благодаря применению развязанного во вращении по крену синхронно ориентированного указателя потока.
Возможная принципиальная схема датчика показана на рис.1. Такая схема будет работоспособна и при интенсивном вращении по крену, т.е. применима на ЛА, вращающихся по крену, в том числе исследовательских ракетах.
В основу работы датчика положен эффект момента крена косого обдува, возникающего в результате взаимодействия с потоком симметричного крыльевого указателя с положительными V-образностью и стреловидностью. Под действием этого момента указатель занимает ориентированное положение в потоке, при котором плоскость его симметрии совпадает с плоскостью пространственного угла атаки или близка к ней. Угол отклонения плоскости симметрии указателя от положения, которое зафиксировано на не вращающейся части датчика, является углом аэродинамического крена. Угол отклонения указателя относительно его оси вращения является пространственным углом атаки.
3185
Рис. 1. Принципиальная схема датчика:
1 – датчик давления; 2 – датчик преобразователь угловых перемещений;
3 – оптический вращающийся соединитель; 4 – канал линии связи; 5 – канал- воздуховод; 6 – устройство гальванической развязки; 7, 8 – источник питания.
Существует необходимость создания методики расчета оптимальных параметров указателя потока описанной аэродинамической схемы. Суть таких расчетов должна сводиться к определению таких параметров указателя, при которых будет достигаться максимальный коэффициент момента крена при заданном режиме полета, что позволит минимизировать размах и площадь аэродинамической поверхности.
Общей целью работы является выработка рекомендаций и построение методики для проектирования флюгирующих датчиков. Целью же настоящего исследования является разработка математической модели вычисления момента крена крыла с произвольными параметрами V-образности, стреловидности и формы в плане.
В общем случае коэффициент момента крена может быть рассчитан по формуле [5]:
x x x
x x
x m m m m m
m
èíò
êîíö 2
2
,
где
2m
x– отражает влияние стреловидности крыльев;
конц 2
mx
– влияние формы концов;
mx – влияние поперечной V-образности;
m
x инт – влияние на коэффициент крена интерференции крыльев и корпуса; mx – составляющая коэффициента момента крена от вращения.Удобный для инженерных расчетов влияния стреловидности крыльев метод предложен в [7]. Момент крена, в зависимости от стреловидности линии крыла проходящей через четверть хорд (на рис. 2 обозначена как b/4) при прямых передней и задней кромках крыльев, принимает вид:
yx y tg C
m
0,05
1 1 1 1 6 1 1
3 2
1 *
2
, (1)
3186
где y* – безразмерный коэффициент определяющий центр давления полукрыла, который определяется как отношение расстояния от плоскости симметрии ЛА до центра давления крыла к половине размаха крыльев.
Рис. 2. Расчетная схема крыла
Сравнивая результаты расчетов с экспериментами [8–10] легко заметить хорошую сопоставимость и точность метода.
Анализируя формулу (1) можно сделать следующие заключения:
1. С увеличением удлиннения коэффициент момента крена увеличивается (для определенных параметров крыльев становится положительным), что снижает устойчивость ЛА;
2. С увеличением угла стреловидности коэффициент момента крена увеличивается, что повышает устойчивость ЛА. При отрицательных значениях стреловидности коэффициент момента крена может принимать положительные значения.
Учитывая, что изменение сужения крыльев ведет к изменению положения центра давления крыла, для изолированных крыльев можно сделать вывод применение крыльев бесконечного сужения (треугольные крылья) эффективно для углов стреловидности до 26°.
При углах стреловидности свыше 26° более эффективны крылья с еденичным сужением (углы стреловидности передней и задней кромки равны). Для углов стреловидности свыше 45° рассчитанный прирост коэффициента момента крена от применения крыльев единичного сужения по сравнению с крыльями бесконечного сужения превышает 10% (при этом хочется еще раз заметить, что промежуточные варианты уступают и тем и другим).
При наличии центрального тела диаметром D свыше 10% от размаха крыльев L (D>0,1∙L) применение сужающихся крыльев неэффективно даже для малых углов стреловидности.
Рассмотрим крылья произвольной формы в плане, которые имеют некоторый угол поперечной V-образности. Для простоты рассуждений положим, что угол атаки нескользящих крыльев равняется нулю.
Легко убедиться, что при полете со скольжением на правом и левом крыле появляются дополнительные углы атаки разных знаков [2].
Если разложить вектор скорости по осям, можно увидеть, что одна из трех компонент направленная по нормали к плоскости правого крыла (VsinβsinΨ), а две другие параллельные этой плоскости. Значит, угол атаки правого крыла определяется из такого выражения:
sinsin sin sin
sin прав
V
V . (2)
3187
Такой же прирост угла атаки, но с обратным знаком будет и на левом крыле.
Момент крена, возникающий в результате разницы углов атаки, при дозвуковых скоростях полета можно определить по методу, изложенному в работе [4] в виде зависимости
1 2
1 m f M
C
x y
. (3)
Таким образом:
x
y y
x
m C C
m 1
)
( . (4)
Составляющая момента крена от поперечной V-образности может быть рассчитана по формуле [5]:
x V
x
m
m ( )
. (5)Учитывая тот факт, что при изменении угла скольжения летательного аппарата β на величину n, угол скольжения крыльев будет n·cos(Ψ), получим выражения для составляющей момента крена от поперечной V-образности:
) cos(
)
(
x Vx
m
Vm
. (6) В результате расчетов и оптимизации параметров крыльев оказалось,что наибольшее значение коэффициента крена косого обдува получается при угле поперечной V-образности равном 49,3°. Изменение угла от оптимального на ±10° приводит к ухудшению коэффициента крена до 10% от оптимального значения.Изложенная методика может применяться при расчетах коэффициента момента крена аэродинамических поверхностей, имеющих большие углы стреловидности и (или) поперечного V.
Список использованных источников
1. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, обозначения и определения:
ГОСТ 20058-80. – [действителен с 01.07.1981]. – М.: Государственный комитет СССР по стандартам, 1980. – 54 с.
2. Динамика полета: учебн. пособ. / А. А. Лебедев, Л. С. Чернобровкин. – М.: Оборонгиз, 1962. – 548 с.
3. Прикладная аэродинамика: учебн. пособ. / А. К. Мартынов. – М.: Машиностроение, 1972. – 448 с.
4. DeYoung J. Theoretical antysymmetric span loading for wings of arbitrary plan form at subsonic speeds/ John DeYoung. – Calif: Ames Aeronautical Laboratory, 1957 . – 40p. – ( NACA Report No. 1056).
5. Угловая стабилизация вращающихся летательных аппаратов: монография/ Н. М. Дронь.
– Д: ДДУ, 1996. – 186 с.
6. Гринчишин Ю. Л. Улучшение єксплуатационніх характеристик летательніх аппаратов с использованием измерителей углового положения относительно потока/ Ю. Л.
Гринчишин, Н. М. Дронь/ Системне проектування та аналіз характеристик аерокосмічної техніки: зб. наук. праць. – Д.: Навчальна книга, 1998. – С. 127–136.
7. Quejo M.J. Theoretical span load distributions and rolling moments for sideslipping wings of arbitrary plan form in incompressible flow/ M. J. Quejo. – Langley Aeronautical Laboratory, 1956. – (NACA Rep. № 1269).
8. Goodman A. Investigation at Low Speeds of the Effect of Aspect Ratio and Sweep on Static and Yawing Stability Derivatives of Untapered Wings/ A. Goodman, J. D. Brewer, 1948. – (NACA TN 1669).
3188
9. Jaquet, Byron M. Low-Speed Static-Stability and Rolling Characteristics of IiOW-Aspect- Ratio Wings of Triangular and Modified Triangular Plan Forms / B. M. Jaquet, J. D. Brewer, 1949. – (NACA RM L8L29).
10. Goodman A. Effects of Wing Position and Fuselage Size on the Low-Speed Static and Rolling Stability Characteristics of a Delta-Wing Model/ A. Goodman, D. F. Jr. Thomas, 1955. – (NACA Rep. 1224, Supersedes NACA TN 3063.)
УДК 89.57.35
КОСМИЧЕСКИЙ МОНИТОРИНГ ЗА СОСТОЯНИЕМ НАСЫПНЫХ СООРУЖЕНИЙ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЭКОЛОГИЧЕСКОЙ БЕЗОПАСНОСТИ
Стукалова Е.Е., Гей Н.И
Магистрант 2 курса специальности «Геодезия» и магистрант 1 курса специальности
«Картография» Карагандинского государственного технического университета, Караганда, Казахстан
Научный руководитель – Д.В.Мозер
Одним из наиболее опасных источников техногенного воздействия на экосистемы окружающей среды на данный момент являются хвостовые хранилища обогащения полезных ископаемых.
Среди природно-техногенных образований, сформировавшихся под воздействием горнодобывающей промышленности, особое место занимают хвостохранилища - специально организованные участки местности, по границам которых, в зависимости от рельефа, возводятся ограждающие дамбы либо по всему периметру хвостового хранилища, либо только на отдельных пониженных участках. Складируемый в хвостохранилищах материал имеет чрезвычайно мелкий гранулометрический состав и легко поддается ветровому переносу, загрязняя прилегающие территории [1].
Нарушение устойчивости и функциональности ограждающих дамб может привести к аварии и значительному социально-экономическому ущербу, заключающемуся в:
значительных экономических издержках, связанных как с ликвидацией последствий аварий, так и с нарушением технологического цикла горного или обогатительного производства;
штрафах за загрязнение окружающей среды и экологический ущерб.
Поэтому наблюдение за состоянием ограждающих дамб необходимо проводить, начиная со стадии строительства дамбы, во время ее первоначального нагружения и в процессе эксплуатации, в целях оперативного выявления неблагоприятных деформационных и фильтрационных процессов и своевременного принятия мероприятий по обеспечению устойчивости ограждающих дамб.
Основные гидротехнические сооружения на горно-обогатительных предприятиях представляют собой систему хвостохранилищ и ограждающих их дамб и являются потенциально опасными объектами. Опыт эксплуатации таких объектов имеет многочисленные примеры возникновения чрезвычайных ситуаций и аварий, наиболее известные из которых: Качканарский ГОК (РФ), рудник Эль-Кобра (Чили), Карамкенский ГМК (РФ) углеобогатительная фабрика в Буффало-Крик (Западная Виргиния, США), шахта
«Преставель» (Италия), ОАО «Аммофос» (РФ), хвостохранилище в Колонтаре (Венгрия) (рисунок 1) и другие. [2].
