CC BY
4
МНОГОМАСШТАБНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ И ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ
MULTISCALE MODELING FOR INFORMATION CONTROL AND PROCESSING
05.13.18 МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ,
ЧИСЛЕННЫЕ МЕТОДЫ И КОМПЛЕКСЫ ПРОГРАММ
MATHEMATICAL MODELING, NUMERICAL METHODS AND COMPLEX PROGRAMS
DOI: 10.33693/2313-223X-2020-7-3-37-44
Моделирование гидравлических характеристик дренажного клапана и разрывного фитинга авариестойкой топливной системы летательного аппарата
К.С. Напреенко3 ©, Р.С. Савельев13 ©, А.А. Трофимов0 ©, А.В. Ламтюгинас| ©, А.И. Зининае ©
ФГБОУ ВО Московский Авиационный Институт (Научно-исследовательский университет), г. Москва, Российская Федерация
a E-mail: konaprko@yandex.ru b E-mail: r_sr@inbox.ru c E-mail: trofiteam@gmail.com d E-mail: anyalampt@yandex.ru e E-mail: zinina0818@mail.ru
Аннотация. В статье рассмотрены способы определения гидравлических сопротивлений агрегатов авариестойкой топливной системы (АСТС). Дано подробное описание необходимости создания таких топливных систем для современных вертолетов. Разработка таких систем сегодня невозможна без применения технологий математического моделирования, которые позволяют качественно решать вопросы, возникающие в процессе проектирования. Для получения точных результатов исследования необходимо иметь полное описание всех элементов и агрегатов системы. Рассмотрены способы определения гидравлических характеристик элементов АСТС с применением коэффициента сопротивления, справочной литературы и CFD-кодов. В качестве исследуемых агрегатов АСТС в статье были изучены дренажный клапан и разрывной фитинг. Был выполнен гидравлический расчет данных элементов АСТС, приведены результаты моделирования в программном комплексе ANSYS CFX. В качестве результатов расчета разрывного фитинга, также показаны поля распределения давления полного и статического, скорости и линий тока. Рассмотрена экспериментальная установка для валидации результатов, полученных при использовании метода математического моделирования, а также приведена методика проведения натурного эксперимента по определению гидравлического сопротивления агрегата. Подготовлены материалы для включения в одномерную математическую модель авариестойкой топливной системы.
Ключевые слова: Математическая модель, дренажный клапан, разрывной фитинг, гидравлические потери, авариестой-кая топливная система, вертолет
ССЫЛКА НА СТАТЬЮ: Напреенко К.С., Савельев Р.С., Трофимов А.А., Ламтюгина А.В., Зинина А.И. Моделирование гидравлических характеристик дренажного клапана и разрывного фитинга авариестойкой топливной системы летательного аппарата // Computational nanotechnology. 2020. Т. 7. № 3. С. 37-44. DOI: 10.33693/2313-223X-2020-7-3-37-44
DOI: 10.33693/2313-223X-2020-7-3-37-44
Modeling the hydraulic characteristics of drain valve and burst fitting of an aircraft accident-resistant fuel system
K.S. Napreenkoa ©, R.S. Savelevb ©, A.A. Trofimovc ©, A.V. Lamtyuginad ©, A.I. Zininae ©
Moscow Aviation Institute (National Research University), Moscow, Russian Federation
a E-mail: konaprko@yandex.ru b E-mail: r_sr@inbox.ru c E-mail: trofiteam@gmail.com d E-mail: anyalampt@yandex.ru e E-mail: zinina0818@mail.ru
Abstract. The article discusses methods for determining the hydraulic resistance of units of an accident-resistant fuel system. A detailed description of the need to create such fuel systems for modern helicopters is given. The development of such systems today is impossible without the use of the method of mathematical modeling, which allows to qualitatively solve problems arising in the design process. To obtain accurate research results, it is necessary to have a complete description of all elements and assemblies of the system. Methods for determining the hydraulic characteristics of AFS elements using the drag coefficient, reference literature and CFD codes are considered. As the investigated AFS units, а drain valve and burst fitting were studied in the article. A hydraulic calculation of these AFS elements ware performed, the simulation results are presented in the ANSYS CFX software package. Also as the calculation results of bursting fitting, the pressure distribution fields of full and static pressure, velocity and streamlines are also shown. An experimental setup for validating the results obtained using the mathematical modeling method is considered, as well as a methodology for conducting a full-scale experiment to determine the hydraulic resistance of the unit. Materials have been prepared for inclusion in a one-dimensional mathematical model of an accident-resistant fuel system.
Key words: Mathematical model, drain valve, bursting fitting, accident-proof fuel system, helicopter
f ^
FOR CITATION: Napreenko K.S., Savelev R.S., Trofimov A.A., Lamtyugina A.V., Zinina A.I. Modeling the hydraulic characteristics of drain valve and burst fitting of an aircraft accident-resistant fuel system. Computational nanotechnology. 2020. Vol. 7. No. 3. Pp. 37-44. (In Russ.) DOI: 10.33693/2313-223X-2020-7-3-37-44
V J
ВВЕДЕНИЕ
Авариестойкая топливная система вертолета (АСТС) включает в себя следующие агрегаты: электрические центробежные топливные насосы, струйные насосы, краны, задвижки, трубопроводы и т.д.
Данная система вертолета предназначена для размещения необходимого количества топлива на борту и бесперебойной подачи топлива к двигателям на всех режимах эксплуатации вертолета. Использование авариестойкой топливной системы на борту вертолета позволяет существенно повысить безопасность полетов за счет сохранения герметичности топливной системы в аварийных ситуациях, так как конструкторские решения, применяемые в АСТС, позволяют предотвратить разлив топлива, который является основной причиной пожара при авариях вертолета [1-3].
Предотвращение разлива топлива происходит за счет использования топливных баков, способных без нарушения герметичности сопротивляться сдавливанию, проколам, порезам, инерционным нагрузкам при гидроударе, а также за счет использования агрегатов АСТС (например, дренажных клапанов, разрывных фитингов).
Ко всем топливным системам современных вертолетов предъявляется требование авариестойкости, что делает исследование по данному направлению в настоящий момент особенно актуальными.
Выполнением проекта по созданию комплекса средств математического моделирования в совокупности с испытательной установкой для сопровождения процессов проектирования, испытаний и дальнейшей эксплуатации авариестойкой топливной системы современного вертолета занимается МАИ и АО «ОКБ «Кристалл» в рамках реализации постановления Правительства РФ от 09.04.2010 № 218 (ред. от 21.07.2016).
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕЛИЧИНЫ
ГИДРАВЛИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
При разработке математической модели АСТС необходимо учитывать гидравлическое сопротивление дренажной магистрали в целом и дренажного клапана и разрывного фитинга в частности. Гидравлическое сопротивление агрегата равно величине безвозвратной потери полной энергии при движении теплоносителя по каналам агрегата затраченное на преодоление сил вязкого трения [4].
Широко известен метод оценки гидравлического сопротивления участка с использованием коэффициента гидравлического сопротивления определяемого как отношение потерь полного давления на участке АР к величине динамического давления на участке:
z=
AP pw 2/2
- <-zf ( Q У( G )\
(i)
(2)
где р - плотность среды на рассматриваемом участке, кг/м3; w - скорость движения среды, м/с; О - объемный расход среды, м3/с; F - проходное сечение участка, м2; G - массовый расход среды, кг/с.
В справочной литературе можно найти величины коэффициента 5 для различных типов участков гидравлического сопротивления, также они могут быть получены экспериментально [5].
Гидравлические потери на простых и хорошо изученных геометриях определяются с помощью коэффициентов гидравлического сопротивления и используются в различных областях науки и техники.
Использование специальных программных комплексов позволяет провести гидравлический расчет агрегата с учетом его трехмерной геометрии и получить полное описание процессов с высокой степенью точности [6-9]. Использование метода математического моделирования при создании бортовых систем летательных аппаратов является на сегодняшний день весьма популярным так как позволяет сократить затраты как финансовые, так и временные на различных этапах жизненного цикла изделия [10-14].
ДРЕНАЖНЫЙ КЛАПАН
При создании комплекса средств математического моделирования для получения корректных результатов исследования системы особое внимание следует уделить характеристикам элементов, входящих в состав АСТС. Одним из таких элементов является дренажный клапан. В качестве прототипа для создания математической модели был выбран дренажный клапан, аналогичный представленному в Патенте № RU 197 570 и1, но обладающим целым рядом конструктивных дополнений [15]. Общий вид дренажного клапана приведен на рис. 1.
Рис. 1. Дренажный клапан Fig. 1. Drain valve
Дренажный клапан является одним из основных элементов дренажной системы. Назначение дренажной системы топливных баков состоит в поддержании в надтопливном пространстве баков давления в пределах, обеспечивающих надежное питание двигателя топливом, заправку и его слив. В противном случае возможно не только нарушение нормальной работы двигателя, но и деформация бака, а в дальнейшем его разрушение. Для выполнения этих функций в верхней части топливного бака имеется отверстие, к которому подсоединяется дренажный трубопровод, через который и происходит выход/вход воздуха в/из атмосферы.
Таким образом, дренажный клапан топливной системы — это агрегат, позволяющий перекрывать дренажную магистраль в случае возможного попадания в нее топлива и обеспечивающий свободное соединение надтопливного пространства бака с атмосферой при нормальной работе. Дренажный клапан предназначен также для защиты системы наддува и дренажа от попадания в нее топлива в случае переполнения баков.
ПРОВЕДЕНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ДРЕНАЖНОГО КЛАПАНА
Определение величины гидравлического сопротивления дренажного клапана было выполнено с использованием методов вычислительной гидродинамики (CFD-коды). При моделировании была использована тетраэдальная расчетная сетка, а также модель турбулентности Shear Stress Transport (SST). Граничными условиями математической модели дренажного клапана были выбраны расход на входе расчетной модели и величина давления на выходе.
Результаты расчета для расхода 2 г/с представлены на рис. 2 и 3.
Гидравлическая характеристика дренажного клапана необходима для создания одномерной математической модели авариестойкой топливной системы, так как только при достаточном количестве исходных данных по агрегатам АСТС удастся достичь корректных результатов при исследовании работы всей системы.
РАЗРЫВНОЙ ФИТИНГ
Также одним из ключевых элементов авариестойкой топливной системы (АСТС) является разрывной фитинг (рис. 4).
Разрывным фитином решается задача перекрытия топливной магистрали при механическом воздействии на трубопровод топливной магистрали путем установки в эту магистраль разрушаемого элемента, для разрушения которого требуется механическое воздействие в произвольном направлении, причем величина этого воздействия меньше величины, потребной для разрушения самого трубопровода.
Таким образом, данный агрегат позволяет сохранить целостность топливных магистралей и обеспечить их герметичность в случае аварийной ситуации [16].
Одной из ключевых характеристик разрывного фитинга так же является его гидравлическое сопротивление. Гидравлическое сопротивление равно величине безвозвратной потери полной энергии при движении теплоносителя по каналам агрегата затраченное на преодоление сил вязкого трения. В качестве прототипа для создания математической модели был выбран разрывной фитинг, аналогичный представленному в Патенте № RU 198 380 U1, но обладающим целым рядом конструктивных дополнений [17].
или
Total Pressure
Рис. 2. Распределение избыточного полного давления Fig. 2. Full overpressure distribution
Velocity Vector 1
Рис. 3. Распределение векторов скорости Fig. 3. Velocity vector distribution
Рис. 4. Разрывной фитинг Fig. 4. Bursting fitting
МОДЕЛИРОВАНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ПОТЕРЬ
Для расчета гидравлического сопротивления разрывного фитинга использовался программный комплекс (ПК) ANSYS CFX. Ansys CFX - программный комплекс, позволяю-
щий решать ряд задач в области вычислительной динамики жидкости и газа. В программе используется алгебраический многосеточный сопряженный решатель. В настройках модели возможно включить решение многофазных потоков, задач горения, вращающихся машин, химически реагирующих смесей, излучения, а также комбинации сопряженных расчетов [18; 19].
Процесс моделирования гидравлический потерь проводится поэтапно: подготовка геометрии, создание сеточной модели, выбор уравнений и наложение граничных условий, проведение расчета и анализ результатов
ПОДГОТОВКА ГЕОМЕТРИИ
Расчетная модель получается из трехмерной модели путем «заполнения» внутреннего пространства элементов разрывного фитинга средой. Пример расчетной модели разрывного фитинга показан на рис. 5.
СОЗДАНИЕ СЕТОЧНОЙ МОДЕЛИ
Сеточная модель разбивает геометрию на элементы малого объема, в каждом из которых будет решаться система дифференциальных уравнений. Качество сетки должно соответствовать условиям сходимости расчетов и при этом надо помнить, что измельчение сетки приводит к увеличению времени счета [20].
Распределение полного давления при разных расходах топлива представлено на рис. 7.
Рис. 5. Расчетная модель Fig. 5. Model for calculation
ВЫБОР УРАВНЕНИИ И НАЛОЖЕНИЕ ГРАНИЧНЫХ УСЛОВИИ
Для моделирования течения среды внутри разрывного фитинга используется модель турбулентности Shear Stress Transport (SST).
Модель SST использует модель k-w - для пристеночной области F1 = 1 и модель k-e для внешнего течения F1 = 0 [21].
При моделировании течения вблизи стенки использованы пристеночные функции: стандартная (standart), масштабируемая (scalable) и автоматическая (automatic).
Граничными условиями являются расход на входе, давление на выходе. Так же задаются свойства топлива.
ПРОВЕДЕНИЕ РАСЧЕТОВ
И АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ
Результатом расчета являются гидравлические потери, вычисленные при разных расходах топлива, зависимость потерь от величины расхода отражена на графике, представленном на рис. 6.
2500
1500
1000
0 0,0
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5
Расход, кг/с [Consumption, kg/s]
Рис. 6. Зависимость гидравлического сопротивления разрывного фитинга от массового расхода топлива
Fig. 6. Dependence bursting fitting hydraulic resistance on fuel mass flow rate
Из рис. 6 видно, что увеличение массового расхода топлива приводит к росту гидравлических потерь.
U
[Pal
Total Pressure
Total Pressure Contour 1 3002
e
Рис. 7. Распределение полного давления топлива.
Массовый расход:
a - 0,1 кг/с; b - 0,2 кг/с; c - 0,3 кг/с; d - 0,4 кг/с; e - 0,5 кг/с
Fig. 7. Full fuel pressure distribution. Fuel mass flow rate: a - 0,1 kg/s; b - 0,2 kg/s; c - 0,3 kg/s; d - 0,4 kg/s; e - 0,5 kg/s
Кроме непосредственного значения гидравлического сопротивления агрегата обычно интересны распределения давления, векторов скорости, линий тока. На рис. 8-10 примеры распределения при расходе 0,5 кг/с. По полученным распределениям может проводиться доработка агрегата АСТС.
Данный расчет предназначен для решения двух типов задач на этапе проектирования: оптимизационные исследования геометрических параметров проточной части агрегата
b
с
% 2000
m ü 500
по заданному критерию (при ограничении массово-габаритных характеристик гидравлическое сопротивление на максимальном расходе не должно превышать заданной величины), а также задача проверочного расчета для различных вариантов спроектированной конструкции.
Рис. 8. Распределение давления Fig. 8. Pressure distribution
Рис. 9. Распределение Вектора скорости Fig. 9. Velocity vector distribution
Принципиальная схема стенда для измерения гидравлического сопротивления представлена на рис. 11. Экспериментальная установка представляет собой насос переменного расхода с заданным диапазоном регулирования и расходомером, а также подключенный в магистраль испытуемый агрегат. В состав стенда входит небольшая емкость для хранения топлива, из которой оно подается насосом на испытуемый агрегат. После прохождения через испытуемый агрегат топливо по магистрали возвращается обратно в емкость. Искомый перепад давления на агрегате замеряется двумя манометрами, установленными на входе и на выходе из агрегата.
1
2
3
4
5
Рис. 11. Принципиальная схема стенда:
1 - насос с переменным расходом; 2 - расходомер;
3, 5 - монометры; 4 - агрегат
Fig. 11. Schematic diagram of stand:
1 - variable flow pump; 2 - flow meter; 3, 5 - monometers; 4 - aggregate
Программа проведения эксперимента заключается в следующем: для различных величин расхода, изменяемого с определенным шагом, происходит определение гидравлического сопротивления путем замера величины давления на входе и на выходе агрегата. Разности полученных значений сверяются с расчетными данными и делаются выводы о точности расчетов.
Результаты расчета погрешности значений, полученных по математической модели и испытаниям, представлены в табл. 1.
Таблица 1
Расчет погрешности значений, полученных по математической модели и испытаниям [Calculation of the error of the values obtained by the mathematical model and tests]
Рис. 10. Линии тока Fig. 10. Streamlines
Результаты моделирования, приведенные в данной статье, показывают, что гидравлическое сопротивление при заданном максимальном расходе (0,5 кг/с) не превышает предельно допустимой величины (2100 Па - заданная величина, 2020 Па - расчетная величина в соответствие с рис. 6).
ВАЛИДАЦИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ МОДЕЛИРОВАНИЕ
Одним из ключевых этапов проектирование агрегата является валидация данных, полученных при помощи математического моделирования, и оценка их с точки зрения соответствия реальному объекту. Подтвердить правильность расчета можно путем сравнения полученных данных с результатами натурного эксперимента, проведенного на испытательном стенде.
Расход, кг/с [Consumption, kg/s] Погрешность определения перепада давления, % [Differential pressure error, %]
0,1 1,6
0,2 1,9
0,3 1,9
0,4 3,4
0,5 4,1
Результаты анализа показывают, что с увеличение расхода топлива (особенно до уровня предельных значений) погрешность значительно вырастает. Это объясняется несколькими факторами:
В расчетной модели не учитывались участки трубопроводов между расходомером и испытуемым агрегатом, что так же вносит дополнительное сопротивление, что становится особенно заметно при максимальных расходах в связи с существенным увеличением скоростей топлива в сечении трубопровода.
На испытательном стенде нет замера температуры подаваемого керосина, и, учитывая большое количество циклов и отвод тепла из емкости только за счет теплообмена с окружающим воздухом, температура топлива в испытаниях может изменяться в некотором диапазоне (тепловыделение насоса). При этом моделирование проводилось при статичной температуре керосина 20 °С.
Так же следует учитывать погрешности измерений расхода и давления на максимальных расходах, что так же может привести к некоторым различиям с результатами, полученными с помощью математической модели.
Однако, принимая во внимание, что с точки зрения функционирования топливной системы вертолета погрешность в определении гидравлического сопротивления до 6% является приемлемой, учитывая запас по производительности и напору штатных топливных насосов относительно максимальных потребных расходов на двигатель.
Стоит отметить, что применение метода математического моделирования позволит не только сократить затраты на этапе проектирования конкретного агрегата, но и использовать полученные материалы для последующих работ по созданию авариестойкой топливной системы вертолета. Таким образом, гидравлическая характеристика агрегата, полученная при помощи математической модели, прошедшей
Литература
1. Маковецкий М.Б., Пугачев Ю.Н. Основные требования к авариестойкой топливной системе вертолета // 14-я Междунар. конф. «Авиация и космонавтика - 2015». 16-20 ноября 2015 г. М.: Тезисы. Тип. «Люксор», 2015. 520 с.
2. Пермяков С.Н., Савельев Е.А. Исследование проблем создания авариестойкой топливной системы вертолета // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2014. Т. 16. № 1 (5).
3. Маковецкий М.Б., Пугачев Ю.Н., Смагин Д.И., Ткаченко И.О. Обеспечение нового качества авиатехники. Проектирование, изготовление и испытания мягких топливных баков авариестойкой топливной системы вертолетов // Качество и жизнь. 2018.
4. Идельчик И. Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям / под ред. М.О. Штейнберга. 3-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1992. 672 с.: ил.
5. Киреев В.Н., Низамова А., Урманчеев С.Ф. Гидравлическое сопротивление течения термовязкой жидкости в плоском канале переменного сечения // Journal of Physics Conference Series. February 2019. 1158(3):032014. DOI: 10.1088/1742-6596/1158/3/032014.
6. Аверьянов И.О., Зинин А.В., Кузнецов В.М. и др. Задача проектирования авариестойкой топливной системы вертолета // Матер. XXII междунар. симпозиума «Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред» им. А.Г. Горшкова. Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет). М.: ООО «ТРП», 2016.
7. Титаренко В.Б. Расчет статической характеристики обратного клапана в программном комплексе FlowVision // Молодой ученый. 2018. № 26 (212). С. 22-28.
8. Ахмедзянов Д.А., Кишалов А.Е. Расчеты сложных геометрических моделей узлов авиационных ГТД в программном комплексе ANSYS CFX // Вестник Уфимского гос. авиационного техн. ун-та. 2009.
9. Абдулин А.Я., Проскурина Н.Б., Сенюшкин Н.С., Ямалиев Р.Р. Оценка возможности использования программного комплекса ANSYS CFX при расчете центробежных компрессоров // Вестник Воронежского гос. техн. ун-та. 2011.
10. Ахмедзянов Д.А., Кишалов А.Е., Суханов А.В., Маркина К.В. Применение ANSYS CFX для получения характеристик осевых компрессоров ГТД // Вестник Уфимского гос. авиационного техн. ун-та. 2012.
11. Стрелец Д.Ю., Смагин Д.И., Старостин К.И. и др. Повышение качества расчета параметров воздуха в пассажирских зонах
валидацию, может быть использована в дальнейших работах, например, при создании как одномерной математической модели непосредственно авариестойкой топливной системы вертолета, так и при создании цифрового двойника объекта. Только такой комплексный подход позволит достичь необходимого соответствия математической модели реальному объекту, что, в свою очередь, позволит проводить исследования различных режимов и получать корректные результаты.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В статье рассмотрен вопрос необходимости создания и применения на борту вертолета авариестойкой топливной системы вертолета на примере дренажного клапана и разрывного фитинга. На основании метода математического моделирования с использованием современных CFD-кодов было определено гидравлическое сопротивление агрегата. Полученные в результате проведенного исследования данные будут использованы при создании комплекса средств математического в совокупности с испытательной установкой для сопровождения процессов проектирования, испытаний и дальнейшей эксплуатации авариестойкой топливной системы (АСТС) современного вертолета.
References
1. Makoveckij M.B., Pugachev Yu.N. Basic requirements for an accident-resistant fuel system of a helicopter. 14th International Conference "Aviation and Cosmonautics" (AviaSpace-2015). Abstracts. Nov. 16-20, 2015. Moscow: Printing house "Luxor", 2015. 520 p. (In Russ.)
2. Permyakov S.N., Savelev E.A. Research of the problems of creating an accident-resistant fuel system of a helicopter. News of Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences. 2014. Vol. 16. No. 1 (5). (In Russ.)
3. Makoveckij M.B., Pugachev Yu.N., Smagin D.I., Tkachenko I.O. Ensuring new quality of aircraft equipment. Design, manufacture and testing of soft fuel tanks by crash-resistant helicopter fuel system. Quality and Life. 2018. (In Russ.)
4. Idelchik I.E. Handbook on hydraulic resistance. M.O. Shtejnberga (ed.). Third edit., rev. and suppl. Мoscow: Mechanical engineering, 1992. 672 p.
5. Kireev V.N., Nizamova A., Urmancheev S.F. The hydraulic resistance of thermoviscous liquid flow in a plane channel with a variable cross-section. Journal of Physics Conference Series 1158(3):032014. February 2019. DOI: 10.1088/1742-6596/1158/3/032014. (In Russ.)
6. Averyanov I.O., Zinin A.V., Kuznecov V.M. et al. The task of designing an emergency fuel system for a helicopter. Materials XXII International symposium "Dynamic and technological problems of mechanics of structures and continuous media" A.G. Gorshkov. Moscow Aviation Institute (National Research University). Moscow: OOO "TRP", 2016.
7. Titarenko V.B. Calculation of the static characteristic of the reverse valve in the software package FlowVision. Young Scientist. 2018. № 26 (212). С. 22-28. (In Russ.)
8. Ahmedzyanov D.A., Kishalov A.E. Сalculations of difficult geometrical models of knots aviation GTD in program complex ansys CFX. Bulletin Ufa State Aviation Technical University (USATU). 2009. (In Russ.)
9. Abdulin A.Ya., Proskurina N.B., Senyushkin N.S., Yamaliev R.R.. Evaluation of the possibility of using the ANSYS CFX software package when calculating centrifugal compressors. Bulletin Voronezh State Technical University. 2011. (In Russ.)
10. Ahmedzyanov D.A., Kishalov A.E., Suhanov A.V., Markina K.V. Using ANSYS CFX to characterize GTE Axial Compressors. Bulletin Ufa State Aviation Technical University. 2012. (In Russ.)
11. Strelec D.Yu., Smagin D.I., Starostin K.I. et al. Improving the quality of air parameters calculation in passenger zones of short-
ближне-среднемагистрального самолета путем взаимодействия одномерного (Simintech) и трехмерного (Логос) программных комплексов // Computational nanotechnology. 2018. № 4. С. 35-40.
12. Unlu D., Cappuzzo F., Broca O., Borrelli P. Minimizing aircraft ECS bleed off-take - virtual integrated aircraft applications. SAE Int. J. Aerosp. 2016. No. 9 (1). DOI:10.4271/2016-01-2054.
13. Jian F.U., Mare J.-Ch., Liming Y.U., Yongling F.U. Multi-level virtual prototyping of electromechanical actuation system for more electric aircraft. Chinese Journal of Aeronautics. 2018. No. 31 (5). Pp. 892913. DOI: 10.1016/j.cja.2017.12.009.
14. Hong-xin Wang, Yao-xing Shang, Jiang-He Jia, Zong-Xia Jiao. Simulation and analysis for users flow requirements of aircraft hydraulic system based on AMESim. Conference: 2016 IEEE/CSAA International Conference on Aircraft Utility Systems (AUS). DOI: 10.1109/AUS.2016.7748165.
15. Патент № RU 197 570 U1 «Дренажный клапан». https://yandex. ru/patents/doc/RU197570U1_20200513
16. Сатин А., Савельев Р., Смагин Д. и др. Приложение SimInTech Software для оптимизации параметров топливной системы перспективного вертолета // Сеть конференций MATEC 304, 04016. 2019.
17. Патент № RU 198 380 U1 «Разрывной фитинг». https://yandex.ru/ patents/doc/RU198380U1_20200702
18. Бадерников А.В., Пиралишвили Ш.А., Гурьянов А.И. Результаты численного моделирования процессов горения в вихревой камере // Сеть конференций MATEC 209, 00023. 2018.
19. Яблоков А., Янин И., Данилишин А., Зуев А. ANSYS CFX численное исследование ступеней центробежного компрессора с малым коэффициентом расхода // Сеть конференций MATEC 245, 09002. 2018.
20. Benner P., Gugercin S., Willcox K.E. A survey of projection-based model reduction methods for parametric dynamical systems. SIAM Review. June 2015. No. 57 (4). Pp. 483-531. DOI: 10.1137/130932715.
21. Молчанов А. Численный метод решения уравнений Навье-Сток-са. Март 2019. DOI: 10.31219/osf. io/zf3j2/
medium-range by means of interaction of one-dimensional (Simln Tech) and three-dimensional (Logos) software systems. Computational Nanotechnology. 2018. N0. 4. Pp. 35-40.
12. Unlu D., Cappuzzo F., Broca O., Borrelli P. Minimizing aircraft ECS bleed off-take - virtual integrated aircraft applications. SAE Int. J. Aerosp. 2016. No. 9 (1). D0l:10.4271/2016-01-2054.
13. Jian F.U., Mare J.-Ch., Liming Y.U., Yongling F.U. Multi-level virtual prototyping of electromechanical actuation system for more electric aircraft. Chinese Journal of Aeronautics. 2018. No. 31 (5). Pp. 892-913. DOI: 10.1016/j.cja.2017.12.009.
14. Hong-xin Wang, Yao-xing Shang, Jiang-He Jia, Zong-Xia Jiao. Simulation and analysis for users flow requirements of aircraft hydraulic system based on AMESim. Conference: 2016 IEEE/ CSAA International Conference on Aircraft Utility Systems (AUS). DOI: 10.1109/AUS.2016.7748165.
15. Patent No. RU 197 570 U1 "Drain valve". https://yandex.ru/patents/ doc/RU197570U1_20200513
16. Satin A., Savelev R., Smagin D. et al. Application SimInTech Software for Optimization Fuel System Parameters of the Perspective Helicopter. MATEC Web of Conferences 304, 04016. 2019.
17. Patent No. RU 198 380 U1 "Bursting fitting". https://yandex.ru/pat-ents/doc/RU198380U1_20200702
18. Badernikov A., Piralishvily S.A., Guryanov A. Results of numerical modeling of combustion processes in a vortex chamber. MATEC Web of Conferences 209(5):00023. January 2018. DOI: 10.1051/matecco-nf/201820900023.
19. Yablokov A., Yanin I., Danilishin A., Zuev A. Ansys CFX numerical study of stages centrifugal compressor with low-flow rate coefficient. MATEC Web of Conferences 245(4):09002. January 2018. DOI: 10.1051/matecconf/201824509002
20. Benner P., Gugercin S., Willcox K.E. A survey of projection-based model reduction methods for parametric dynamical systems. SIAM Review. June 2015. No. 57 (4). Pp. 483-531. DOI: 10.1137/130932715.
21. Molchanov A. Numerical method for solving the Navier-Stokes equations. Preprints. March 2019. DOI: 10.31219/osf.io/zf3j2
Статья проверена программой Антиплагиат
Рецензенты: Горбачевский Е.В., канд. техн. наук; начальник Департамента интеллектуальной собственности, Группы Компаний «Специальные системы и технологии» (ГК «ССТ»); Пугачев Ю.Н., канд. техн. наук; ведущий специалист НИО-1 Московского авиационного института Статья поступила в редакцию 17.08.2020, принята к публикации 22.09.2020 The article was received on 17.08.2020, accepted for publication 22.09.2020
СВЕДЕНИЯ ОБ АВТОРАХ
Напреенко Константин Сергеевич, инженер 2-й категории, ФГБОУ ВО Московский Авиационный Институт (Научно-исследовательский университет). Москва, Российская Федерация. E-mail: konaprko@yandex.ru Савельев Роман Сергеевич, ведущий инженер, ФГБОУ ВО Московский Авиационный Институт (Научно-исследовательский университет). Москва, Российская Федерация. E-mail: r_sr@inbox.ru Трофимов Алексей Андреевич, инженер 1-й категории, ФГБОУ ВО Московский Авиационный Институт (Научно-исследовательский университет). Москва, Российская Федерация. E-mail: trofiteam@gmail.com Ламтюгина Анна Валерьевна, инженер 2-й категории, ФГБОУ ВО Московский Авиационный Институт (Научно-исследовательский университет). Москва, Российская Федерация. E-mail: anyalampt@yandex.ru Зинина Анна Ивановна, техник, ФГБОУ ВО Московский Авиационный Институт (Научно-исследовательский университет). Москва, Российская Федерация. E-mail: zinina0818@mail.ru
ABOUT THE AUTHORS
Konstantin S. Napreenko, 2st category engineer, Moscow Aviation Institute (National Research University). Moscow, Russian Federation. E-mail: konaprko@yandex.ru Roman S. Savelev, lead engineer, Moscow Aviation Institute (National Research University). Moscow, Russian Federation. E-mail: r_sr@inbox.ru
AlekseyA. Trofimov, 1st category engineer, Moscow Aviation Institute (National Research University). Moscow, Russian Federation. E-mail: trofiteam@gmail.com Anna V. Lamtyugina, 2st category engineer, Moscow Aviation Institute (National Research University). Moscow, Russian Federation. E-mail: anyalampt@yandex.ru Anna I. Zinina, technician, Moscow Aviation Institute (National Research University). Moscow, Russian Federation. E-mail: zinina0818@mail.ru
