Search

The introductory part of the article provides information that JSC "Element" is one of the leading enterprises of Ukraine in the scientific and technical direction "Electronic systems for measuring, monitoring parameters and aircraft engine control". As a result of cooperation between the team of Element JSC and a number of divisions of Motor Sich JSC, software and hardware complexes (SHC) were developed to automate the technological processes of bench tests of aircraft engines. For 15 years, about 20 such SHCs have been supplied to Motor Sich JSC and other enterprises. An important task of Element JSC was to provide support for its hardware and software complexes, to promptly resolve issues related to their performance and modernization as new requirements and technological processes emerge. The SHC Polygon became the main tool in solving these problems. The description of the SHC Polygon is given, which is a functionally standard SHC, but with a reduced composition of measuring modules. The SHC polygon consists of two hierarchical levels: lower and upper. The upper level of the PTK Polygon is a device for communication with the object, the main tasks of which are the transformation of parameters coming from the sensors and the primary processing of information, control of technological operations, and emergency protection of the engine. The upper level is two workstations that display information and provide interaction between the operator and the system. The Polygon SHC includes a software product (SP) operating in the environment of the QNX 4.25 real-time operating system. The main feature of the SHC Polygon is the ability to launch the SP of any of the developed SHC, adapted to work with the existing set of measuring modules. A list of the most frequently performed works in the course of post-warranty maintenance of the hardware and software complex, including the introduction of new technological operations and algorithms, is given. It is noted that the SHC Polygon turned out to be a successful solution for remote support of aircraft engine tests at the stands of Motor Sich JSC. It allows you to solve most of the problems identified in the operation of the equipment of test stands and hardware and software systems, and also provides modernization and refinement of algorithms without specialists visiting the site. The possibility of remote maintenance of the SHC is especially important in the context of the Covid-19 pandemic and quarantine restrictions in Ukraine.

The role of the “human factor” in aviation is considered primarily as the most important condition affecting the level and state of flight safety of any kind of aircraft. The International Civil Aviation Organization (ICAO) defines the “human factor” as a priority in the field of flight safety. Reliability and safety of flights are influenced by the quality of preparation of aviation equipment for flight, the quality of manufacturing, assembly, acceptance and preflight tests, the quality of the design of aircraft, engines, the quality of the development of drawings, related technical and operational documentation. It is noted that in any activity the “human factor” is manifested by errors, oversights, and omissions, or miscalculations that a person makes while carrying out his work. In the theory of the “man-machine” relationship, a system is proposed for evaluating the production preparedness and skill of specialists (and in particular, designers) in different operating modes, based on concepts such as “Skill”, “Rule”, “Knowledge". The influence of the “human factor” on the design process is evaluated according to the results of the normative control of design documentation (CD). Conducting normative control of the design documentation is aimed at identifying errors associated with non-compliance with the norms and requirements established by the standards in the developed products; failure to comply with requirements for standardization and unification levels; failure to comply with the requirements for the rational use of restrictive nomenclatures of standardized products, design standards, grades of materials, profiles and sizes of rolled products, etc. The frequency of the repetition of the same errors detected during standard control is analyzed, and the need for periodic repetition of the knowledge of designers is shown. It is noted that the availability of electronic databases, which can be used by computer designers and developers through the computer network of the enterprise and all the specialists who coordinate it, significantly affects the “human factor” in the design process.

The main gas-dynamic parameters are considered for studying of the absence of flutter wide-chord fan of aircraft engine. The experimental-rated method is proposed to confirm the absence of flutter on the fan in the entire operating range of the aircraft engine. The method is based on experience in the design and development of aircraft engine fans. The method proposes the limitations of the study area of operation of a wide-chord of the aircraft engine fan. The method shows the boundaries of the possible operation of a wide-chord of the aircraft engine fan, taking into account the limitations of the studied range for the research and development of the testing. The aircraft flight parameters were processed with the control of the absence of flutter using pressure pulsation gauges. The results of processing the studied flight parameters are generalized and systematized. A technique for graphically depicting of the main controlled parameters of the method in a two-dimensional and three-dimensional setting is shown, indicating the boundaries of the possible range of operation, the wide-chord fan of the aircraft engine under study, taking into account the reserves of pressure and temperature. To verify the method, the test points of the fan are graphically showed in a thermal vacuum chamber of a similar sized fan of an aircraft engine, which, as the figures show, lie near the boundaries proposed in the method. It is proposed to use the studied points with a proven absence of flutter for verification of computational models using software systems and methods, for calculating the absence of flutter, taking into account the limits of possible operation defined in the method. The proposed boundaries of the studied ranges will significantly reduce the list of tests at the flying laboratory and the number of design points, which will allow us to make the best option for checking the absence of self-oscillations of the aircraft engine fan by the experimental-rated method in Ukraine without using a thermal pressure vacuum chamber and flying in hot and cold conditions.

The role of the aircraft engine design process effectiveness evaluating as an integral part of monitoring, measuring, and analyzing this process in the overall enterprise quality management system is considered. The general approach to the effectiveness evaluation and analysis is analyzed. It is noted that in the effectiveness evaluation, both integral indicators and calculations made for all the constituent elements of the process indicators should be determined. In order to identify the root causes of obtaining unsatisfactory performance indicators, each criterion is examined in detail, analyzing the results of each individual unit participation in the design process. For the analysis of quantitative indicators of the design process effectiveness, it is proposed to apply processes modeling and analysis using directed (oriented) and non-directional graphs. To carry out a structural analysis of the results, it is proposed to represent the graph in the form of a vertex adjacency matrix. Examples of the design processes effectiveness evaluating are considered according to the indicator “Number of design documents developed in a monitoring time (month)” and according to the indicator “Fulfillment of thematic plans items put under control, the deadlines for which have been postponed”. In the first example, in a directed graph, the group of output vertices consists of the design subdivisions involved in the design, and the group of input vertices consists of the projects that are being designed. The edges of the graph are the quantities of documentation developed by each unit for each project. In the second example, the connection of the output vertices of the graph, which are the design units, with the input vertex is carried out through the edges, on which the number of thematic plan points is set, the deadlines for which were postponed. The process of data mathematical processing recorded in vertex adjacency matrices is described. The proposed methodology application allows the analysis of the enterprise production activity results for each individual indicator of the analyzed process.

In order to create new competitive advantages for the medium-haul aircraft An-148 and An-158, the application of the D-436-148FM engine for these aircraft has been considered. This would expand the operational range of aircraft flights, reduce noise on the ground, and harmful emissions from the engine.A distinctive feature is the achieved thrust of the engine D-436-148FM undera maximum emergency mode, 19.4 % higher than the thrust of the engine D-436-148D. That was made possible by optimizing the fan, improving the combustion chamber, and turbine cascade.The required amount of bench and flight tests has been performed. The engine certification is currently being completed. Specialists at the Antonov State Enterprise and Ivchenko-Progress State Enterprise studied the issue of installing the D-436-148FM engine on the An-148 and An-158 aircraft family. No changes to the design of the engine and aircraft are required. The engine is mounted on the same pylons without changes to the nacelle and engine bonnets.Energy-dependent systems associated with the engine have been investigated. There is no need for the fundamental changes in related systems for the engine’s operational modes according to the Aircraft Flight Manual.An engineering analysis of the comparison of flight-technical and flight-landing characteristics of the An-158 aircraft equipped with the engines D-436-148D and D-436-148FM has been performed. The data were obtained from the flight tests of the An-158 certified aircraft, taking into consideration the wind tunnel studies, flight tests of the An-178 aircraft, data from the An-158 Flight Manual, and the altitude and speed performance of the D-436-148D and D-436-148FM engines. The altitude and speed characteristics of the D-436-148FM engine, which have been calculated, were confirmed by the flight tests of the An-178 aircraft.A feasibility study of engine replacement has been carried out, based on the comparison of the technical and economic characteristics of the An-158 aircraft equipped with the D-436-148D engine and D-436-148FM operated in various atmospheric conditions.The principle of creating a family of aircraft of transport category of different configurations and purposes, based on a single engine, has been proposed, Для создания новых конкурентных преимуществ средних магистральных самолетов Ан-148 и Ан-158 рассматривается применение на этих самолетах двигателя Д-436-148ФМ. Это позволит расширить эксплуатационный диапазон полетов самолетов, уменьшить шум на местности и эмиссии вредных выбросов из двигателя.Отличительной особенностью является достижение тяги двигателя Д-436-148ФМ на максимальном чрезвычайном режиме на 19,4 % выше тяги двигателя Д-436-148Д. Это стало возможным путем оптимизации вентилятора, совершенствования камеры сгорания и турбинного каскада.Выполнен необходимый объем стендовых и летных испытаний. В настоящее время завершается сертификация двигателя. На ГП "Антонов" и ГП "Ивченко-Прогресс" изучен вопрос по установке двигателя Д-436-148ФМ на самолеты семейства Ан-148 и Ан-158. Каких-либо изменений конструкции двигателя и самолета не требуется. Двигатель устанавливается на те же пилоны без изменений мотогондолы и капотов двигателя.Исследованы энергозависимые системы, связанные с двигателем. На режимах применения двигателя согласно Руководству по летной эксплуатации самолетов в принципиальных изменениях связанных систем необходимости нет.Выполнен инженерный анализ сравнения летно-технических и взлетно-посадочных характеристик самолета Ан-158 с двигателем Д-436-148Д и Д-436-148ФМ. Данные получены в результате обработки летных испытаний сертифицированного самолета Ан-158 с учетом трубных исследований, летных испытаний самолета Ан-178, данных Руководства по летной эксплуатации самолета Ан-158 и высотно-скоростных характеристик двигателей Д-436-148Д и Д-436-148ФМ. Принятые в расчете высотно-скоростные характеристики двигателя Д-436-148ФМ подтверждены в летных испытаниях самолета Ан-178.Выполнена технико-экономическая оценка замены двигателей, основанная на сравнении технико-экономических характеристик самолета Ан-158 с двигателем Д-436-148Д и Д-436-148ФМ при эксплуатации в различных атмосферных условиях.Предложен принцип создания семейства самолетов транспортной категории различной конфигурации и назначения на базе одного двигателя, Для створення нових конкурентних переваг середніх магістральних літаків Ан-148 і Ан-158 розглядається застосування на цих літаках двигуна Д-436-148ФМ. Це дозволить розширити експлуатаційний діапазон польотів літаків, зменшити шум на місцевості та емісію шкідливих викидів з двигуна.Відмінною особливістю є досягнення тяги двигуна Д-436-148ФМ на максимальному надзвичайному режимі на 19,4 % вище тяги двигуна Д-436-148Д. Це стало можливимшляхом оптимізації вентилятора, удосконалення камери згоряння і турбінного каскаду.Виконано необхідний обсяг стендових і льотних випробувань. В даний час завершується сертифікація двигуна. На ДП “Антонов” і ДП“Івченко-Прогрес” вивчено питання по установці двигуна Д-436-148ФМ на літаки сімейства Ан-148 і Ан-158. Будь-яких змін конструкції двигуна і літака не потрібно. Двигун встановлюється на тіж пілони без змін мотогондоли і капотів двигуна.Досліджені енергозалежні системи, які пов'язані з двигуном. На режимах застосування двигуна згідно Керівництва з льотної експлуатації літаків в принципових змінах пов'язаних систем потреби немає.Виконано інженерний аналіз порівняння льотно-технічних і злітних характеристик літака Ан-158 з двигуном Д-436-148Д іД-436-148ФМ. Даніотримані в результаті обробки льотних випробувань сертифікованого літака Ан-158 з урахуванням трубних досліджень, льотних випробувань літака Ан-178, даних Керівництва з льотної експлуатації літака Ан-158 і висотно-швидкісних характеристикдвигунів Д-436-148Д і Д-436-148ФМ. Прийняті в розрахунку висотно-швидкісні характеристики двигуна Д-436-148ФМ підтверджені в льотних випробуваннях літака Ан-178.Виконана техніко-економічна оцінка заміни двигунів, яка заснована на порівнянні техніко-економічних характеристик літака Ан-158 з двигуном Д-436-148Д і Д-436-148ФМ при експлуатації в різних атмосферних умовах.Запропоновано принцип створення сімейства літаків транспортної категорії різної конфігурації та призначення на базі одного двигуна

It is regarded the requirements of standard DSTU ISO 9001 - 2015 and main principles of risk-management introduction in the organization, and also the necessity of planning actions, connected with risks and possibilities of planning in the aviation engines creation in the general system of enterprise quality management. It is analyzed the system approach to the consideration of risks. It is determined, that in the hierarchical structure of project works of the risks management should be three task blocks, base steps, applicable in any situation, in any business and at any level of the hierarchy the enterprises necessary at the introduction of managerial process. It is defined, that the direction of efforts to the possible risk-management creates a basis for the increase of productivity of quality management system in general, achievements of the improved results and prevention of adverse consequences. The idea develops, that the risk-management is a link with all other organization management systems. Thus, introducing procedures and risk-management tools in SMK, we could consistently develop risk-focused thinking of all heads and employees of the enterprise. The essence of risks management comes down to prioritization and correct distribution of resources. It is marked, how it is important to carry out the predesign preparation when the team together with management audits an existing state of the company. How it is necessary to formulate exact results which will be reached during the project, and aspire to them. To be able to formalize protection of results of the project, to show to yourself, to management and employees of the enterprise, that management even if it is an only small local process, became risk-focused and works by new rules. It is noted, how much important do not make mistakes in the work on of risks control system introduction. Otherwise, we automatically cease to introduce this system and start to develop, adapt and update the indefinitely difficult, more hierarchical system of document circulation which is an excellent simulator of the risks control system. Do not to try with the help documents and registers to simulate the working risks control system, it is better to develop the good tools help to spend our budget correctly on the solution the necessary and priority problems. The essence of risks management comes down to prioritization and correct distribution of resources. Risk-management studying is an important problem for heads of all levels of the modern enterprise. It is a universal and demanded field of knowledge. The information on the given issue is accessible, experts are opened to dialogue, the community of risk-managers grows every year

The role of modernization of aircraft engines in the repair and the requirements for the design documentation. It is analyzed a set of repair documentation, which should include design repair and process documentation for repairs with product upgrades. Emphasis is placed on the repair design documentation, which includes drawings, specifications, diagrams containing data for the preparation of repair production, repair and control of the product after repair. These drawings, as a rule, contain only those images of the product, dimensions, maximum dimensional deviations, parts of the product, parts, circuit elements and additional data that are needed to carry out repairs and control of the product during and after repair. The differences of modernization from the repair of products of aircraft engines are established and the definition of repair with modernization is given. The purpose of the repair with the modernization of the aircraft engine is to obtain a new product modification (engine park). Engineers continue to improve the design of aircraft engines while pursuing, basically, two goals at once - reducing noise and reducing fuel consumption. While retaining all the advantages of the base engines, each subsequent modification of the engine is planned to implement the following new solutions: optimization of the blade shape, measures to expand the operating temperature range, the use of modern electrical systems, plasma ignition, fuel injection system with electronic control system, parts design and assembly units of light modern materials, reducing the size and more. The design documentation is an important link. These are graphic and text documents, which, complete or separately, determine the composition and design of the product and contain all the necessary data for monitoring, operation, and repair. The set of design documentation for a product or its part necessarily includes the main design document, which fully and unambiguously identifies this product and its composition.Repair with modernization is an improvement of the product, a change in the design following the requirements of modernity, which is one of the most important components of the transition to an effective market structure focused on customer satisfaction.

The main trends in the use of aircraft engines actuators, that convert electrical commands into mechanical and hydraulic, are presented. Examples of the use of modern engine control systems are described, in which hydraulic cylinders are used to move the actuators. The hydraulic commands for moving hydraulic cylinders are formed by electro-hydraulic converters. A significant increase in the modern engines mechanization complexity required an increase in the reliability of electro-hydraulic converters and the level of static and dynamic characteristics. The necessity of introducing a new generation of electro-hydraulic converters into the control systems of domestic aircraft engines is discussed. The analysis of the list and method of determining indicators using which it is advisable to control the balanced conformity of the design to the technical requirements at the design stage is carried out. A model-oriented approach to the design of electro-hydraulic converters is described. The structure of a universal model of the working process of an electro-hydraulic converter is proposed. A feature of the model is the predominant use of the geometric parameters of the elements and properties of materials as initial data. The main constituent elements of the working process model are the models: an electromechanical converter with an elastic part, a preliminary stage, orifices, volumes of compressible fluid and attached masses. The main parameters of the actuator, external parameters (defined in the technical requirements for the whole product) and internal parameters (characteristics of the hotel units) of electro-hydraulic converters are highlighted. The analysis of the dependence of external and internal parameters and the parameters of the actuator. The design method of electro-hydraulic converters is given. A key feature of the method is the use of a workflow model at almost all stages of design. To form a balanced combination of parameters of the electro-hydraulic converter in the structure of the method, it is proposed to use the objective function, which includes the internal parameters of the electro-hydraulic converter.

It is considered the role of planning in the quality management system of an enterprise from the standpoint of the international standard ISO 9001: 2015. The company should plan both the functioning of the quality management system itself and the production processes directly to ensure the required quality of the supplied products or services. The ISO 9001: 2015 standard also provides for mandatory monitoring and measurement of the planning process for continuous assessment of the functioning and effectiveness of the quality management system. The approaches to the analysis of the effectiveness and efficiency of the planning process when creating aircraft engines in the overall quality management system of the enterprise are considered. The general approach to evaluating and analyzing efficiency has been analyzed. It is noted that the efficiency analysis should determine the degree of implementation of the planned activities, as well as the degree of achievement of the planned results. Measuring the effectiveness of planning, as a measure characterizing the ratio of the output of the process and costs (resources, finance, time, etc.) incurred to achieve results, should be based on a comparative analysis of the economic activities of the enterprise related to the achievement of goals set out in the plans. In the general case, the evaluation of the effectiveness of the planning process should be carried out with the direct participation of both the units performing the tasks set in the plans and with the participation of the planning and economic units of the enterprise. It is noted that the evaluation of the effectiveness of the developed plan's implementation should be carried out in three main areas: the effectiveness of the implementation of each of the individual projects; the degree of strategic goals achievement; the degree of compliance of the goals with the interests of stakeholders. To promptly respond to the planning process to improve it, it is proposed to use rapid assessments based on indirect indicators: comparing the actual number of completed plan items and spending time and resources for their implementation in the design departments. Examples of the effectiveness and efficiency analysis of the planning process are given.

Мустаев Ирек Закиевич, д-р экон. наук, профессор, заведующий кафедрой управления инновациями, Уфимский государственный авиационный технический университет, г. Уфа; fermi_moustaev@mail.ru. Иванов Владимир Юрьевич, директор, ПАО «ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение», г. Уфа; ivanov.vladimir@mail.ru. Куликов Григорий Геннадьевич, технический директор, АО «Уфимское научно-производственное предприятие «Молния», г. Уфа; gkgufa@rambler.ru. Мустаев Тимур Ирекович, магистрант, Уфимский государственный авиационный технический университет, г. Уфа; tima.mus.1321@gmail.com. I.Z. Mustaev1, fermi_moustaev@mail.ru, V.Yu. Ivanov2, ivanov.vladimir@mail.ru, G.G. Kulikov3, gkgufa@rambler.ru, T.I. Mustaev1, tima.mus.1321@gmail.com 1 Ufa State Aviation Technical University, Ufa, Russian Federation, 2 PJSC “UEC-Ufa Engine-Building Production Association”, Ufa, Russian Federation, 3 JSC “Ufa Scientific and Production Enterprise “Molniya”, Ufa, Russian Federation Статья посвящена изложению понятийно-категориального аппарата проектов создания сложных технических изделий нового поколения. Показано, что классификация рассматриваемых проектов создает методологические предпосылки для повышения точности и качества прогнозов времени и ресурсов. Утверждается, что в общем множестве инновационных процессов инновационные проекты создания авиационных изделий нового поколения попадают в самостоятельную подгруппу инновационных проектов создания сложных технических объектов нового поколения. Выделение отдельной подгруппы проектов позволяет формировать для них специфические методы моделирования, анализа, прогноза и управления. Материалы и методы. Обоснование проводится в форме логического вывода. Выделены четыре показателя, характеризующие проектные процессы. На основании проведенного анализа особенностей проектов создания авиационных изделий сделан вывод о необходимости уточнения набора критериев для проектов создания сложной техники нового поколения. Для этой группы проектов в дополнение к существующим четырем критериям целей, сроков, ресурсов и организации исполнения проекта предлагается добавлять пятый критерий – критерий неопределенности проекта. Результат. Показано, что в совокупности группа из пяти критериев позволяет выделить из всего множества инновационных процессов, связанных с созданием новой техники, подгруппу процессов создания сложной техники нового поколения. Отмечены отличия принятой в работе интерпретации неопределенности от используемой в проектном ана- лизе интерпретации неопределенности как совокупности рисков, сопровождающих проекты. Заключение. Сформирован интегральный критерий величины социофизического потенциала, объединяющий критерии целей, сроков, ресурсов, организации и неопределенности инновационных проектов. Приведен пример интерпретации интегрального критерия для случая создания авиационного изделия нового поколения. The article is devoted to the presentation of the conceptual and categorical apparatus of projects for the creation of complex technical products of a new generation. It is shown that the classification of the projects under consideration creates methodological prerequisites for increasing the accuracy and quality of forecasts of time and resources. It is asserted that in the general set of innovative processes, innovative projects for creating a new generation of aviation products fall into an independent subgroup of innovative projects for creating complex technical objects of a new generation. Allocation of a separate subgroup of projects allows you to form specific methods of modeling, analysis, forecasting and management for them. Materials and methods. Justification is carried out in the form of a logical conclusion. There are four indicators that characterize the design processes. Based on the analysis of the features of the projects for the creation of aircraft products, it was concluded that it is necessary to clarify the set of criteria for projects to create complex equipment of a new generation. For this group of projects, in addition to the existing four criteria of goals, timing, resources and organization of project execution, it is proposed to add a fifth criterion – the criterion of project uncertainty. Result. It is shown that in the aggregate a group of five criteria makes it possible to single out from the whole set of innovative processes associated with the creation of new technology, a subgroup of processes for creating complex technology of a new generation. The differences between the interpretation of uncertainty adopted in the work and the interpretation of uncertainty used in the project analysis as a set of risks accompanying projects are noted. Conclusion. An integral criterion for the magnitude of sociophysical potential has been formed, combining the criteria of goals, timing, resources, organization and uncertainty of innovative projects. An example of the interpretation of the integral criterion for the case of creating a new generation aircraft product is given.

The subject matter of the article is TV3-117 aircraft engine and methods for control and diagnostics its technical condition. The goal of the work is the development of a neural network computer for recovering lost information from standard sensors of the on-board control and diagnostics system of TV3-117 aircraft engine technical state in real time. The following tasks were solved in the article: recovering of lost information by an auto-associative neural network in case of a single sensor failure, recovering of lost information by an «optimal» auto-associative neural network in case of single sensor failures of the on-board control and diagnostic system, recovering the lost information by an auto-associative neural network and an on-board control and diagnostic system from the gas temperature registration sensor before the turbine compressor in case of its failure. The following methods were used: methods of probability theory and mathematical statistics, methods of neuroinformatics, methods of the theory of information systems and data processing. The following results were obtained: The urgent task of recovering lost information from standard sensors in real time has been solved. Various computer architectures and recovery algorithms were investigated. An engineering technique for recovering lost information using a neurocomputer is proposed. As a result of the use of the neurocomputer, effective and high-quality information recovery from standard sensors was ensured under the conditions of the on-board control and diagnostics system of TV3-117 aircraft engine. Conclusions: The use of an auto-associative neural network in the on-board control and diagnostics system for information recovery makes it possible to ensure fault tolerance of the measuring channels of control systems, in particular, the TV3-117 aircraft engine. The main advantage of using neural networks as part of an on-board control and diagnostics system is the possibility of training and learning in real time, taking into account the individual characteristics of a particular engine. Information recovery in case of sensor failure using an auto-associative neural network provides data recovery error of no more than 0.45 % for single failures and not more than 0.6 % for double failures. At the same time, the time of one data recovery cycle is 1589.544 ns for the Raspberry Pi NanoPi M1 Plus calculator and 196.246 ns for the specialized Intel Neural Compute Stick 2 neuroprocessor, which meets the requirements of onboard implementation as part of an onboard control and diagnostic system., Предметом исследования в статье является авиационный двигатель ТВ3-117 и методы контроля и диагностики его технического состояния. Цель работы – разработка нейросетевого вычислителя для восстановления потерянной информации из штатных датчиков бортовой системы контроля и диагностики технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117 в режиме реального времени. В статье решаются следующие задачи: восстановление утраченной информации автоассоциативной нейронной сетью при одиночном отказе датчика, восстановление потерянной информации «оптимальной» автоассоциативной нейронной сетью в случае одиночных отказов датчиков бортовой системы контроля и диагностики, восстановление потерянной информации автоассоциативной нейронной сетью и бортовой системой контроля и диагностики с датчика регистрации температуры газов перед турбиной компрессора в случае его отказа. Используются следующие методы: методы теории вероятностей и математической статистики, методы нейроинформатики, методы теории информационных систем и обработки данных. Получены следующие результаты: Решена актуальная задача восстановления потерянной информации со штатных датчиков в режиме реального времени. Исследованы различные архитектуры вычислителей и алгоритмы восстановления. Предлагается инженерная методика восстановления потерянной информации с использованием нейровычислителя. В результате использования нейровычислителя обеспечено эффективное и качественное восстановление информации со штатных датчиков в условиях бортовой системы контроля и диагностики авиационного двигателя ТВ3-117. Выводы: Использование автоассоциативной нейронной сети в бортовой системе контроля и диагностики для восстановления информации позволяет обеспечить отказоустойчивость измерительных каналов систем управления, в частности авиационного двигателя ТВ3-117. Основным преимуществом использования нейронных сетей в рамках бортовой системы контроля и диагностики является возможность обучения и обучению в режиме реального времени с учетом индивидуальных характеристик конкретного двигателя. Восстановление информации при отказе датчиков с помощью автоассоциативной нейронной сети обеспечивает погрешность восстановления данных не более 0,45 % при одиночных отказах и не более 0,6 % при двойных отказах. При этом время одного цикла восстановления данных составляет 1589,544 нс для вычислителя Raspberry Pi NanoPi M1 Plus и 196,246 нс – для специализированного нейропроцессора Intel Neural Compute Stick 2, что удовлетворяет требованиям бортовой реализации в составе бортовой системы контроля и диагностики., Предметом дослідження в статті є авіаційний двигун ТВ3-117 та методи контролю і діагностики його технічного стану. Мета роботи – розробка нейромережевого обчислювача задля відновлення втраченої інформації зі штатних датчиків бортової системи контролю і діагностики технічного стану авіаційного двигуна ТВ3-117 в режимі реального часу. В статті вирішуються наступні завдання: відновлення втраченої інформації автоасоціативною нейронною мережею при одиночній відмові датчика, відновлення втраченої інформації «оптимальною» автоасоціативною нейронною мережею у разі одиночних відмов датчиків бортової системи контролю і діагностики, відновлення втраченої інформації автоасоціативною нейронною мережею і бортовою системою контролю і діагностики з датчика реєстрації температури газів перед турбіною компресора у разі його відмови. Використовуються такі методи: методи теорії ймовірностей і математичної статистики, методи нейроінформатики, методи теорії інформаційних систем та обробки даних. Отримано наступні результати: Розв’язано актуальну задачу відновлення втраченої інформації зі штатних датчиків в режимі реального часу. Досліджено різні архітектури обчислювачів і алгоритми відновлення. Пропонується інженерна процедура відновлення втраченої інформації з використанням нейрообчислювача. У результаті використання нейрообчислювача забезпечено ефективне і якісне відновлення інформації зі штатних датчиків в умовах бортової системи контролю і діагностики авіаційного двигуна ТВ3-117. Висновки: Використання автоасоціативної нейронної мережі у бортовій системі контролю і діагностики для відновлення інформації дозволяє забезпечити відмовостійкість вимірювальних каналів систем управління, зокрема авіаційного двигуна ТВ3-117. Основною перевагою використання нейронних мереж у рамках бортової системи контролю і діагностики є можливість навчання і донавчання у режимі реального часу з урахуванням індивідуальних характеристик конкретного двигуна. Відновлення інформації при відмові датчиків за допомогою автоасоціативної нейронної мережі забезпечує похибку відновлення даних не більше 0,45 % у разі одиночних відмов і не більше 0,6 % у разі подвійних відмов. При цьому час одного циклу відновлення даних становить 1589,544 нс для обчислювача Raspberry Pi NanoPi M1 Plus і 196,246 нс – для спеціалізованого нейропроцесора Intel Neural Compute Stick 2, що задовольняє вимогам бортової реалізації у складі бортової системи контролю і діагностики.

Целью квалификационной выпускной работы является разработка конструкции газотурбинного двигателя на основе прототипа – турбореактивного двигателя Р95Ш со свободной турбиной. Задачи, которые решались в ходе работы: 1. Выбор конструктивной схемы двигателя. 2. Выбор наиболее рациональных схем элементов двигателя. 3. Удовлетворение общих требований к двигателю с точки зрения возможности эксплуатации его по техническому состоянию. Для достижения поставленной цели, нам необходимо провести следующие расчёты: – Вариантные термодинамические расчеты цикла ГТД, выбор оптимального варианта и уточнение выбранного варианта; – Газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины; – Произвести расчет на прочность лопатки последней ступени турбины. В результате проведенных расчетов удалось спроектировать современный авиационный двигатель на основе принятого прототипа., The given work is devoted to the development of the design of a gas turbine engine based on the prototype - the R95Sh turbojet engine with a free turbine. The research set the following goals: 1. The choice of engine design. 2. The choice of the most rational schemes of engine elements. 3. Satisfaction of the general requirements for the engine in terms of the possibility of its operation according to the technical condition. The work includes a preliminary calculation of the engine parameters, gas-dynamic calculation of the compressor, gas-dynamic calculation of the countercurrent combustion chamber, gas-dynamic calculation of the turbine, and strength analysis of the working blade of the last stage of the turbine. To achieve this goal, we need to carry out the following calculations: – Variant thermodynamic calculations of the gas turbine engine cycle, selection of the best option and refinement of the chosen option; – Gas-dynamic calculations of the compressor, combustion chamber and turbine; – Calculate the strength of the blades of the last stage of the turbine. As a result of the calculations, it was possible to design a modern aircraft engine based on the adopted prototype.

Целью данной выпускной квалификационной работы является проектирование двухконтурного турбореактивного двигателя, тягой 78 кН. В работе проведены: вариантные термодинамические расчеты, выбор оптимального режима, газодинамический расчет компрессора, расчет камеры сгорания, газодинамический расчет турбины, профилирование рабочей лопатки последней ступени, расчеты на прочность – лопатки и диска турбины низкого давления, ротора высокого давления, а также выполнен эскиз проточной части двигателя. Пояснительная записка к выпускной квалификационной работе включает в себя введение, восемь глав, включая специальную часть, посвященную выбору оптимального способа закрутки ступени турбины низкого давления, а также заключение. В процессе выполнения выпускной квалификационной работы, была перепрофилирована проточная часть двухкаскадного компрессора, изменена геометрия камеры сгорания, а также перепрофилирована проточная часть турбины, в сравнении с прототипом. Выполненные расчеты показывают, что данный двухконтурный турбореактивный двигатель имеет высокие экономические показатели., This work is dedicated to design turbojet dual-circuit engine in the class of RD-33 with thrust 78 kN. This work includes following: variant thermal calculation of the gas turbine engine cycle, selection of optimal operating mode, gas dynamic calculation of the compressor, calculation of the combustion chamber, gas dynamic calculation of the turbine, profiling of the last stage turbine blade, calculation of the strength of the blade and disk, high pressure rotor. This explanatory note for graduation qualification work includes introduction, eight chapters including a special chapter dedicated for selection of optimal spin law for the last stage blade of low pressure turbine and a conclusion. Through the process of graduation qualification work dual-circuit compressor was reprofiled, geometry of the combustion chamber was changed and also flow duct of turbine was changed. Completed researches shows that this turbojet dual-circuit engine has high efficiency and economic indicators.

В данной работе выполнен расчет и проектирование двухконтурного газотурбинного двигателя, работающего на керосине, на основе двигателя GE f404. В данной работе проведены: вариантные термодинамические расчеты, выбор оптимального режима, газодинамический расчет компрессора, расчет камеры сгорания, газодинамический расчет турбины, профилирование рабочей лопатки последней ступени, расчеты на прочность – лопатки, диска, а также выполнен эскиз проточной части двигателя. Пояснительная записка включает в себя введение, семь глав, включая специальную часть, в которой производится разработка варианта охлаждения сопловых лопаток первой ступени газовой турбины, заключение. В результате расчёта двигателя, мы достигли нужных параметров, сохранив при этом хороший коэффициент полезного действия и удельный расход. Проведенные расчеты показали, что данный газотурбинный двигатель имеет экономические характеристики, сопоставимые с зарубежными аналогами в данной мощностной категории., In this graduation qualification work of the bachelor, the calculation and design of a gas turbine engine operating on kerosene based on GE f404. This work includes following: variant thermal calculation of the gas turbine engine cycle, selection of optimal operating mode, gas dynamic calculation of the compressor, calculation of the combustion chamber, gas dynamic calculation of the turbine, profiling of the last stage turbine blade, calculation of the strength of the blade and disk. This explanatory note for graduation qualification work includes introduction, seven chapters including a special chapter dedicated for developing a cooling system of first stage nozzle vanes of gas turbine, conclusion. As a result of the calculation of the engine, we have reached the desired parameters while maintaining a good efficiency and specific consumption. The calculations showed that this gas turbine engine has economic characteristics comparable to foreign analogues in this power category.

В данной выпускной квалификационной работе бакалавра выполнены расчёт и проектирование газотурбинного двигателя, работающего на керосине, который является конверсией авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя General Electric f 404. Данный проект является альтернативной проработкой, его отличает возможность использования узлов базового двигателя General Electric f 404, что делает его экономичным и легким при освоении в производстве. Таким образом, выполненная работа является актуальной и востребованной. Данная работа направлена на обоснование причин необходимости разработки, проектирования и изготовления данного двигателя в силу большой конкуренции между странами. Содержание расчетно-пояснительной записки: 1) Вариантные тепловые расчеты, выбор оптимальных параметров работы; 2) Газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины; 3) Обоснование ресурса работы: прочностные расчеты первой ступени турбины. В результате расчёта двигателя, мы достигли нужных параметров, почти не изменив диаметральные размеры внутреннего контура, сохранив при этом хороший коэффициент полезного действия и удельный расход. Проведенные расчеты показали, что данный газотурбинный двигатель имеет экономические характеристики, сопоставимые с зарубежными аналогами в данной мощностной категории., In this graduation qualification work of the bachelor, the calculation and design of a gas turbine engine operating on kerosene, which is a conversion of an aviation turbojet two-contour engine General Electric f 404, was performed. This project is an alternative study it is distinguished by the possibility of using the components of the base engine General Electric f 404, which makes it economical and easy to master in production. Thus, the work done is relevant and in demand. This work is aimed at justifying the reasons for the need to develop, design and manufacture this engine due to the great competition between countries. The contents of the settlement and explanatory notes: 1) Alternative thermal calculations, the choice of optimal operating parameters; 2) Gas-dynamic calculations of the compressor, the combustion chamber and the turbine; 3) Justification of the work resource: strength calculations of the first stage of the turbine. As a result of the calculation of the engine, we have reached the desired parameters, almost without changing the diametrical dimensions of the internal contour, while maintaining a good efficiency and specific consumption. The calculations showed that this gas turbine engine has economic characteristics comparable to foreign analogues in this power category.

В данной выпускной квалификационной работе бакалавра выполнены расчёт и проектирование газотурбинного двигателя CFM56-5В, работающего на керосине.Спроектированный двигатель предназначается для пассажирских самолетов. Данный газотурбинный двигатель отвечает требованиям, предъявляемым к двигателям пятого поколения,обладает высокой мощностью и надёжностью, что необходимо для высокой подъемной силы авиалайнера.Пояснительная записка содержит в себе описание конструкции авиационного двигателя,тепловой расчет параметров двигателя, расчеты вентилятора, основных конструктивных и газодинамических параметров компрессора, уточненный поступенчатый расчет компрессора на среднем радиусе, турбины по среднему диаметру, геометрических параметров ступеней турбины, расчет закрутки потока на последней ступени турбины,расчёт на прочность элементов турбины низкого давления, а так же специальную часть на тему технологии изготовления рабочей лопатки первой ступени турбины. В результате расчёта двигателя мы достигли нужных параметров,почти не изменив диаметральные размеры внутреннего контура, сохранив при этом хороший коэффициент полезного действия и удельный расход., This bachelor thesis includes calculation and engineering of a gas turbine engine CFM56-5В running by kerosene. Engine designed for passenger aircraft. This gas turbine engine meets the requirements for fifth-generation engines, has high power and reliability, which is necessary for high airliner lift.The explanatory note contains a description of the design of aircraft engine, thermal calculation of the motor parameters, the calculations of fan, main design and gas-dynamic parameters of the compressor, gradually refined the calculation of the compressor at the average radius of the turbine by the average diameter, the geometric parameters of turbine stages, the calculation of the spin flow at the last stage of the turbine, the strength calculation of the elements of the low pressure turbine, and a special piece on the theme of manufacturing technology of the rotor blade of the first turbine stage.As result of calculating the engine, we achieved the necessary parameters, almost without changing the diameter of the internal contour, while maintaining a good efficiency and specific consumption.

Предметом дослідження в статті є авіаційний двигун ТВ3-117 та методи контролю і діагностики його технічного стану. Мета роботи – розробка інформаційної та динамічної моделей контролю і діагностики технічного стану авіаційного двигуна ТВ3-117 задля визначення основних вимог до експертної системи. В статті вирішуються наступні завдання: розробки інформаційної та динамічної моделей контролю і діагностики авіаційного двигуна ТВ3-117 з використанням методології системного аналізу. Використовуються такі методи: методи системного аналізу, методи системного програмування, методи побудови інформаційних моделей. Отримано наступні результати: Розроблено інформаційну модель, що визначає логічну структуру баз даних і знань, а також способи та механізми управління ними та взаємодії (обґрунтування змісту, наповнення, управління інформаційними потоками). Розроблено динамічну модель, що визначає правила роботи з експертною системою, які є основою для створення інтерфейсу (сценаріїв) з користувачем і визначають динаміку взаємодії експертної системи з базами даних і знань, моделі контролю і діагностики технічного стану авіаційного двигуна ТВ3-117. Висновки: Розроблено комплекс інформаційних моделей процесу контролю і діагностики технічно-го стану авіаційного двигуна ТВ3-117, на основі технології IDEF/1X, що дозволило визначити логічну структуру і механізми взаємодії баз даних і баз знань в складі розроблюваної експертної системи контролю і діагностики технічного стану авіаційного двигуна ТВ3-117. Побудована динамічна модель процесів контролю і діагностики технічного стану авіаційного двигуна ТВ3-117 на основі IDEF / CPN, що дозволило визначити вимоги до механізму логічного висновку в процесі виконання функцій контролю та діагностики технічного стану авіаційного двигуна ТВ3-117 експертною системою. Перспективи дослідження – завершальним етапом системного моделювання є системний проєкт, який формує контури дослідницького прототипу експертної системи і перелік вимог, що реалізують його., Предметом исследования в статье является авиационный двигатель ТВ3-117 и методы контроля и диагностики его технического состояния. Цель работы – разработка информационной и динамической моделей контроля и диагностики технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117 для определения основных требований к экспертной системе. В статье решаются следующие задачи: разработки информационной и динамической моделей контроля и диагностики авиационного двигателя ТВ3-117 с использованием методологии системного анализа. Используются следующие методы: методы системного анализа, методы системного программирования, методы построения информационных моделей. Получены следующие результаты: Разработано информационную модель, которая определяет логическую структуру баз данных и знаний, а также способы и механизмы управления ими и взаимодействия (обоснование содержания, наполнения, управление информационными потоками). Разработано динамическую модель, которая определяет правила работы с экспертной системой, что является основой для создания интерфейса (сценариев) с пользователем и определяют динамику взаимодействия экспертной системы с базами данных и знаний, модели контроля и диагностики технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117. Выводы: Разработан комплекс информационных моделей процесса контроля и диагностики технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117, на основе технологии IDEF / 1X, что позволило определить логическую структуру и механизмы взаимодействия баз данных и баз знаний в составе разрабатываемой экспертной системы контроля и диагностики технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117. Построена динамическая модель процессов контроля и диагностики технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117 на основе IDEF / CPN, что позволило определить требования к механизму логического вывода в процессе выполнения функций контроля и диагностики технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117 экспертной системой. Перспективы исследования – завершающим этапом системного моделирования является системный проект, который формирует контуры исследовательского прототипа экспертной системы и перечень требований, реализующих его., The subject matter of the article is TV3-117 aircraft engine and methods for monitoring and diagnosing its technical condition. The goal of the work is development of information and dynamic models for monitoring and diagnosing the technical condition of TV3-117 aircraft engine to determine the basic requirements for an expert system. The following tasks were solved in the article: development of information and dynamic models for monitoring and diagnostics of TV3-117 aircraft engine using the methodology of system analysis. The following methods used are – methods of system analysis, methods of system programming, methods of constructing information models. The following results were obtained – An information model has been developed that defines the logical structure of databases and knowledge, as well as methods and mechanisms for managing and interacting with them (substantiation of content, content, management of information flows). A dynamic model has been developed that defines the rules for working with an expert system, which is the basis for creating an interface (scenarios) with a user and determines the dynamics of the interaction of an expert system with databases and knowledge, a model for monitoring and diagnosing of TV3-117 aircraft engine technical condition. Conclusions: A set of information models was developed for the process of monitoring and diagnosing the technical condition of the TV3-117 aircraft engine, based on IDEF / 1X technology, which made it possible to determine the logical structure and mechanisms of interaction between databases and knowledge bases as part of an expert system for monitoring and diagnosing the technical condition of TV3-117 aircraft engine. A dynamic model of the processes for monitoring and diagnosing the technical condition of TV3-117 aircraft engine based on IDEF / CPN was developed, which made it possible to determine the requirements for the inference mechanism in the process of performing the functions of monitoring and diagnosing the technical condition of TV3-117 aircraft engine by an expert system. Research prospects – the final stage of system modeling is a system project that forms the contours of a research prototype of an expert system and a list of requirements that implement it.

Представлена история создания отечественных авиационных двигателей ОДК-Авиадвигатель для авиации и промышленных ГТУ., The history of the creation of national aviation engines ODK-Aviadvigatel for aviation and industrial gas turbine units is presented., №11(1060) (2019)

The subject matter in the article is TV3-117 aircraft engine and methods of identification of its technical condition. The goal of the work is to develop methods for identifying the technical state of the aircraft engine TV3-117 on the basis of real-time neural network technologies. The following tasks were solved in the article: the task of identifying the reverse multi-mode model of the aircraft engine TV3-117 using neural networks. The following methods used are – methods of probability theory and mathematical statistics, methods of neuroinformatics, methods of the theory of information systems and data processing. The following results were obtained – The application of the neural network apparatus is effective in solving a large range of tasks: identifying the mathematical model of the aircraft engine TV3-117, diagnosing the condition, analyzing the trends, forecasting the parameters, etc., despite the fact that these tasks usually relate to the class difficultly formalized (poorly structured), neural networks are adequate and effective in the process of their solution. In the process of solving the task of identifying the mathematical model of the aircraft engine TV3-117 on the basis of neural networks, it was established that neural networks solve the problem of identification more precisely classical methods. Conclusions: It was established that the error of identification of the aircraft engine TV3-117 with the help of a neural network of type perceptron did not exceed 1.8 %; For the neural network of radial-basic function (RBF) – 4.6 %, whereas for the classical method (LSM) it makes about 5.7 % in the considered range of changes in engine operation modes. It was found that neural network methods are more robust to external perturbations: for noise level σ = 0.01, the error of identification of aircraft engine TV3-117 with the use of perceptron has increased from 1.8 to 3.8 %; for the neural network RBF – from 4.6 to 5.7 %, and for the least squares method – from 5.7 to 13.93 %. In the process of solving the task of identifying the inverse multi-mode model of the aviation engine TV3-117 on its parameters on the basis of neural networks (perceptron and RBF) it was shown that their use allows for indirect measurement of the parameters of the flowing part of the engine at different modes of its operation: in the absence of noise – with an error of not more than 1,8 and 4,6 % respectively; in the presence of noise (σ = 0,01) – with an error of not more than 3,8 and 5,7 % respectively. Application in these conditions of the least squares method (polynomial regression model of the 8th order) allows us to obtain the error value: in the absence of noise – no more than 5,7 %; in the presence of noise – no more than 13,93 %., Предметом исследования в статье является авиационный двигатель ТВ3-117 и методы идентификации его технического состояния. Цель работы – разработка методов идентификации технического состояния авиационного двигателя ТВ3-117 на основе нейросетевых технологий в режиме реального времени. В статье решаются следующие задачи: задача идентификации обратной многорежимной модели авиационного двигателя ТВ3-117 с использованием нейронных сетей. Используются следующие методы: методы теории вероятностей и математической статистики, методы нейроинформатики, методы теории информационных систем и обработки данных. Получены следующие результаты: Применение аппарата нейронных сетей оказывается эффективным при решении большого круга задач: идентификации математической модели авиационного двигателя ТВ3-117, диагностики состояния, анализа трендов, прогнозирования параметров и т.д., при этом несмотря на то, что эти задачи обычно относятся к классу трудно формализуемых (плохо структурированных), нейронные сети оказываются адекватными и эффективными в процессе их решения. В процессе решения задачи идентификации математической модели авиационного двигателя ТВ3-117 на основе нейронных сетей было установлено, что нейронные сети решают задачу идентификации точнее классических методов. Выводы: Установлено, что погрешность идентификации авиационного двигателя ТВ3-117 с помощью нейронной сети типа персептрон не превысила 1,8 %; для нейронной сети радиально-базисной функции (РБФ) – 4,6 %, в то время как для классического метода (МНК) она составляет около 5,7 % в рассмотренном диапазоне изменения режимов работы двигателя. Выяснено, что нейросетевые методы более робастны к внешним возмущениям: для уровня шума σ = 0,01 погрешность идентификации авиационного двигателя ТВ3-117 при использовании персептрона возросла с 1,8 до 3,8 %; для нейронной сети РБФ – с 4,6 до 5,7 %, а для метода наименьших квадратов – с 5,7 до 13,93 %. В процессе решения задачи идентификации обратной многорежимной модели авиационного двигателя ТВ3-117 по его параметрам на основе нейронных сетей (персептрон и РБФ) было показано, что их использование позволяет проводить косвенное измерение параметров проточной части двигателя на различных режимах его работы: при отсутствии шума – с погрешностью не более 1,8 и 4,6 % соответственно; при наличии шума (σ = 0,01) – с погрешностью не более 3,8 и 5,7 % соответственно. Применение в этих условиях метода наименьших квадратов (полиномиальная регрессионная модель 8-го порядка) позволяет получить значение погрешности: при отсутствии шума – не более 5,7 %; при наличии шума – не более 13,93 %., Предметом дослідження в статті є авіаційний двигун ТВ3-117 та методи ідентифікації його технічного стану. Мета роботи – розробка методів ідентифікації технічного стану авіаційного двигуна ТВ3-117 на основі нейромережевих технологій у режимі реального часу. В статті вирішуються наступні завдання: задача ідентифікації зворотної багаторежимної моделі авіаційного двигуна ТВ3-117 з використанням нейронних мереж. Використовуються такі методи: методи теорії ймовірностей і математичної статистики, методи нейроінформатики, методи теорії інформаційних систем та обробки даних. Отримано наступні результати: Застосування апарату нейронних мереж виявляється ефективним при розв’язку великого кола задач: ідентифікації математичної моделі авіаційного двигуна ТВ3-117, діагностики стану, аналізу трендів, прогнозування параметрів тощо, при цьому незважаючи на те, що ці задачі зазвичай відносяться до класу важко формалізованих (погано структурованих), нейронні мережі виявляються адекватними і ефективними у процесі їх розв’язку. У процесі розв’язку задачі ідентифікації математичної моделі авіаційного двигуна ТВ3-117 на основі нейронних мереж було встановлено, що нейронні мережі розв’язують задачу ідентифікації точніше класичних методів. Висновки: Установлено, що похибка ідентифікації авіаційного двигуна ТВ3-117 за допомогою нейронної мережі типу персептрон не перевищила 1,8 %; для нейронної мережі радіально-базисної функції (РБФ) – 4,6 %, в той час як для класичного методу (МНК) вона складає близько 5,7 % у розглянутому діапазоні зміни режимів роботи двигуна. З’ясовано, що нейромережеві методи більш робастні до зовнішніх збурень: для рівня шуму σ = 0,01 похибка ідентифікації авіаційного двигуна ТВ3-117 при використанні персептрона зросла з 1,8 до 3,8 %; для нейронної мережі РБФ – з 4,6 до 5,7 %, а для методу найменших квадратів – з 5,7 до 13,93 %. У процесі розв’язку задачі ідентифікації зворотної багаторежимної моделі авіаційного двигуна ТВ3-117 за його параметрами на основі нейронних мереж (персептрон і РБФ) було показано, що їх використання дозволяє проводити непряме вимірювання параметрів проточної частини двигуна на різних режимах його роботи: за відсутності шуму – з похибкою не більше 1,8 і 4,6 % відповідно; за наявності шуму (σ = 0,01) – з похибкою не більше 3,8 і 5,7 % відповідно. Застосування в цих умовах методу найменших квадратів (поліноміальна регресійна модель 8-го порядку) дозволяє отримати значення похибки: за відсутності шуму – не більше 5,7 %; за наявності шуму – не більше 13,93 %.

В данной работе выполнено проектирование турбореактивного двух-контурного двигателя с форсажной камерой тягой 78 кН. В качестве прото-типа выбран ТРДДФ АЛ-31Ф. Выпускная квалификационная работа включает в себя введение, четыре главы и заключение. Кроме того, работа включает специальную часть, по-священная обзору и анализу литейных жаропрочных никелевых сплавов для элементов “горячей части” газотурбинных двигателей. В работе выполнены вариантный тепловой расчет, газодинамические расчеты компрессора, каме-ры сгорания и турбины, статический и вибрационный прочностные расчеты., In this work, the design of a turbofan aircraft gas turbine engine with thrust of 78 kN was performed. AL-31F chosen as a prototype. Graduation qualifying work includes an introduction, four chapters and a conclusion. In addition, the work includes a special part devoted to the literature revive and analyzing heat resistant nickel alloys for hot part of aircraft engines. Explanatory note include variation thermal calculation, gas-dynamic calculation of the compressor, combustion chamber and turbine, static and vibrational strength calculations.

В данной выпускной квалификационной работе бакалавра выполнены расчёт и проектирование газотурбинного двигателя, работающего на керосине, который является конверсией авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя Sam146., This bachelor thesis includes calculation and engineering of a gas turbine engine running by kerosene amd based on Sam146 engine.

В данной работе выполнен расчет и проведено проектирование турбовального двигателя мощностью 2 МВт. За его основу взят прототип ТВ7-117В разработки АО «Климов». Работа состоит из введения, пяти основных глав, заключения и специальной части, в которой рассматривается возможность применения компьютерных технологий в моделировании литейных процессов деталей турбин АГТД. В ходе работы произведены: -вариантный тепловой расчет в программе A2GTE -газодинамический расчет компрессора -расчет камеры сгорания -газодинамический расчет турбины - прочностные расчеты последней ступени турбины, составление вибрационной диаграммы лопатки Графический материал состоит из продольного разреза двигателя, а также чертежей лопатки последней ступени турбины., In this work calculation is executed and design of a turboshaft engine with a capacity of 2000 kW was performed. The prototype of TB7-117B of development of JSC Klimov is taken as its basis. Work consists of introduction, five main chapters, the conclusion and a special part in which the possibility of use of of computer technologies in modeling of foundry processes of details of turbines AGTD is considered. During work are made: - variant thermal calculation in the A2GTE program - gasdynamic calculation of the compressor - calculation of the combustion chamber - gasdynamic calculation of the turbine - strength calculations of the last step of the turbine, drawing up vibration chart of a shovel Graphic material consists of a longitudinal section of the engine and also drawings of a shovel of the last step of the turbine.

В данной выпускной квалификационной работе бакалавра выполнены расчёт и проектирование газотурбинного двигателя, работающего на керосине, который является конверсией авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя General Electric f 404. Данный проект является альтернативной проработкой, его отличает возможность использования узлов базового двигателя General Electric f 404, что делает его экономичным и легким при освоении в производстве. Таким образом, выполненная работа является актуальной и востребованной. Данная работа направлена на обоснование причин необходимости разработки, проектирования и изготовления данного двигателя в силу большой конкуренции между странами. Содержание расчетно-пояснительной записки: 1) Вариантные тепловые расчеты, выбор оптимальных параметров работы; 2) Газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины; 3) Обоснование ресурса работы: прочностные расчеты первой ступени турбины. В результате расчёта двигателя, мы достигли нужных параметров, почти не изменив диаметральные размеры внутреннего контура, сохранив при этом хороший коэффициент полезного действия и удельный расход. Проведенные расчеты показали, что данный газотурбинный двигатель имеет экономические характеристики, сопоставимые с зарубежными аналогами в данной мощностной категории., In this graduation qualification work of the bachelor, the calculation and design of a gas turbine engine operating on kerosene, which is a conversion of an aviation turbojet two-contour engine General Electric f 404, was performed. This project is an alternative study it is distinguished by the possibility of using the components of the base engine General Electric f 404, which makes it economical and easy to master in production. Thus, the work done is relevant and in demand. This work is aimed at justifying the reasons for the need to develop, design and manufacture this engine due to the great competition between countries. The contents of the settlement and explanatory notes: 1) Alternative thermal calculations, the choice of optimal operating parameters; 2) Gas-dynamic calculations of the compressor, the combustion chamber and the turbine; 3) Justification of the work resource: strength calculations of the first stage of the turbine. As a result of the calculation of the engine, we have reached the desired parameters, almost without changing the diametrical dimensions of the internal contour, while maintaining a good efficiency and specific consumption. The calculations showed that this gas turbine engine has economic characteristics comparable to foreign analogues in this power category.

В данной работе выполнено проектирование турбовинтового газотурбинного двигателя мощностью 1,2 МВт. В качестве прототипа выбран двигатель ВК-1500С. Выпускная квалификационная работа включает в себя введение, три главы и заключение. Кроме того, в работе была изучена спец часть, посвященная обзору, противообледенительной системы газотурбинных двигателей и расчету параметров двигателя при работе противообледенительной системы. В работе выполнены: тепловой расчет; газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины; прочностные расчеты., In this work, the design of a turbo-prop aircraft gas turbine engine with capacity of 1,2 MW was performed. VK-1500S chosen as a prototype. Final qualifying work includes an introduction, three chapters and a conclusion. In addition, the work includes a special part devoted to the literature revive and calculation of parameters during work of anti-icing system. Explanatory note include: thermal calculation, gas-dynamic calculation of the compressor, combustion chamber and turbine, strength calculations.

Данная пояснительная записка включает в себя материалы к выпускной квалификационной работе по разработке конструкции турбовинтового авиационного двигателя мощностью 4 МВт на основе прототипа PWC PW150A. Пояснительная записка включает в себя предварительный расчет параметров двигателя, газодинамический расчет компрессора, газодинамический расчет противоточной камеры сгорания, газодинамический расчет турбины, а также расчет на прочность рабочей лопатки последней ступени свободной турбины., This explanatory note includes materials for the final qualification work on the design development of a 4 MW turboprop aircraft engine based on the PWC PW150A prototype. The explanatory note includes a preliminary calculation of the engine parameters, gas-dynamic calculation of the compressor, gas-dynamic calculation of the countercurrent combustion chamber, gas-dynamic calculation of the turbine, and strength analysis of the working blade of the last stage of the power turbine.

Предметом дослідження в статті є режими роботи авіаційного двигуна ТВ3-117 та методи їх розпізнавання. Мета роботи – розробка методів класифікації режимів роботи авіаційного двигуна ТВ3-117 на основі нейромережевих технологій у режимі реального часу. В статті вирішуються наступні завдання: формування принципів класифікації та розпізнавання станів авіаційного двигуна ТВ3-117, визначення основних кроків розв’язку задачі класифікації та розпізнавання станів авіаційного двигуна ТВ3-117 в нейромережевому базисі, розробка методу класифікації та розпізнавання станів авіаційного двигуна ТВ3-117 з використанням нейронних мереж. Використовуються такі методи: методи теорії ймовірностей і математичної статистики, методи нейроінформатики, методи теорії інформаційних систем та обробки даних. Отримано наступні результати: Сформульовані принципи класифікації та розпізнавання станів авіаційного двигуна ТВ3-117 та визначено основні кроки розв’язку даної задачі. Обґрунтовано, що розв’язок задачі класифікації режимів роботи авіаційного двигуна ТВ3-117 у нейромережевому базисі дозволяє більш ефективно і якісно вирішити цю задачу, з меншими витратами часу і обчислювальних ресурсів у порівнянні з використанням класичних методів (наприклад, методу Байеса). Досліджена багаторівнева інформаційна структура. Висновки: Застосування нейромережевих технологій для класифікації та розпізнавання станів авіаційного двигуна ТВ3-117 дозволяє зменшити час обробки даних, причому основний час, що витрачається на розв’язок даної задачі, використовується на процес навчання нейронної мережі. Перспективами подальшого дослідження є розробка експертної системи, одним із модулів якої є модуль класифікації та розпізнавання станів авіаційного двигуна ТВ3-117, яка використовується в бортовій системі для контролю і діагностики технічного стану двигуна та взаємодіє з системами управління двигуном, що дозволяє останньому плавно та своєчасно діяти на виконавчих механізмах, з одного боку, з метою поліпшення якість управління двигуном та його підсистемами, а з іншого – підвищення його надійності у процесі його експлуатації., Предметом исследования в статье является режимы работы авиационного двигателя ТВ3-117 и методы их распознавания. Цель работы – разработка методов классификации режимов работы авиационного двигателя ТВ3-117 на основе нейросетевых технологий в режиме реального времени. В статье решаются следующие задачи: формирование принципов классификации и распознавания состояний авиационного двигателя ТВ3-117, определение основных шагов решении задачи классификации и распознавания состояний авиационного двигателя ТВ3-117 в нейросетевом базисе, разработка метода классификации и распознавания состояний авиационного двигателя ТВ3-117 с использованием нейронных сетей. Используются следующие методы: методы теории вероятностей и математической статистики, методы нейроинформатики, методы теории информационных систем и обработки данных. Получены следующие результаты: Сформулированы принципы классификации и распознавания состояний авиационного двигателя ТВ3-117 и определены основные шаги решения данной задачи. Обосновано, что решение задачи классификации режимов работы авиационного двигателя ТВ3-117 в нейросетевом базисе позволяет более эффективно и качественно решить эту задачу, с меньшими затратами времени и вычислительных ресурсов по сравнению с использованием классических методов (например, метода Байеса). Выводы: Применение нейросетевых технологий для классификации и распознавания состояний авиационного двигателя ТВ3-117 позволяет уменьшить время обработки данных, причем основное время, затрачиваемое на решение данной задачи, используется на процесс обучения нейронной сети. Перспективами дальнейшего исследования является разработка экспертной системы, одним из модулей которой является модуль классификации и распознавания состояний авиационного двигателя ТВ3-117, которая используется в бортовой системе для контроля и диагностики технического состояния двигателя и взаимодействует с системами управления двигателем, позволяет последнему плавно и своевременно действовать на исполнительных механизмах, с одной стороны, с целью улучшения качества управления двигателем и его подсистемами, а с другой – повышение его надежности в процессе его эксплуатации., The subject matter of the article is ТV3-117 engine ratings and recognition methods. The goal of the work is to create methods for classification TV3-117 engine ratings based on neural network technologies in real time. The following tasks were solved in the article: the principles formation on classification and recognition of TV3-117 engine’s conditions, determination of main steps for solving problem of classification and recognition TV3-117 engine conditions in the neural network basis, development of a method for the classification and recognition TV3-117 engine conditions using neural networks. The following methods used are – methods of probability theory and mathematical statistics, methods of neuroinformatics, methods of the information systems theory and data processing. The following results were obtained – the principles of classification and recognition TV3-117 engine conditions are formulated and the main steps for solving this problem are defined. It is substantiated that solving the problem of classifying the TV3-117 engine ratings in the neural network basis allows solve this problem more efficiently with less time and computational resources than using classical methods (for example, the Bayes method). Conclusions: using the neural network technologies for the classification and recognition the TV3-117 engine conditions allows to reduce the processing time, and most of the time spent on solving this problem is used to train the neural network. Prospects for further research are the development of an expert system, one of the modules is the module of classification and recognition TV3-117 engine conditions which is used in the board system to monitor and diagnose the engine technical condition and interact with the engine control systems, allows is to effect to the executive mechanism fluently and in time, from the one hand, to improve the quality control engine and its subsystems from the other hand in order to increase its reliability during its operation.

Цель бакалаврской работы заключается в расчете и проектировании модернизированного авиационного двигателя Д-30КУ. Работа состоит из введения, девяти глав и списка используемой литературы. Во введении приведена классификация газотурбинных двигателей, выбран прототип, описываются цели и задачи квалификационной работы.

Обобщен практический опыт сверления мелкоразмерных отверстий и фрезерования панелей шумоглушения авиационных двигателей, выполненных из композиционных материалов. Представлен специальный режущий инструмент заводской конструкции для обеспечения требований шероховатости поверхностей и достижения максимальной производительности. На основе подобранных режимов резания выполнен сравнительный анализ полученных результатов обработки с описанными в литературе другими известными методами формообразования деталей из композиционных материалов., Practical experience of the decision of a technological problem of drilling fine-grain holes and milling of panels sound-suppressing the aviation engines executed from composite materials is presented. Experience of application of the special cutting tool of own design for maintenance of requirements of a roughness of surfaces and achievement of the maximum productivity is considered. On the basis of the picked up modes of cutting the comparative analysis of the received results of processing with other known methods described in the literature shapingdetails from composite materials is made.

Данная пояснительная записка включает в себя материалы к выпускному квалификационному проекту по разработке конструкции модернизированного авиационного двигателя ТВ3-117-2М. Пояснительная записка содержит в себе описание конструкции двигателя, приближённый расчёт компрессора, газодинамический расчёт турбины, расчёт на прочность элементов свободной турбины, а так же специальный расчёт газодинамических и удельных параметров системы запуска двигателя. По итогам перечисленных расчётов была сделана компоновка продольного разреза проектируемого двигателя.

Турбовальный газотурбинный авиационный двигатель ТВ3-117-1М. по экономичности является одним из лучших в своем классе; предназначен для установки на вертолеты. Данный двигатель обладает высокой надежностью, большим ресурсом, хорошей ремонтопригодностью, что и ставит данный двигатель на лидирующие позиции. Также двигатель ТВ3-117-1М может эксплуатироваться на различных судах водного транспорта и турбовинтовых самолетах с выводом мощности вперед (на винт). Бакалаврская работа заключается в модернизации двигателя, а именно в повышении мощности до 2200 кВт.

Целью данной работы является создание турбовального двигателя мощность 1500 кВт. В соответствие с указанной целью в работе поставлены и решены следующие задачи: составлен аналитический обзор турбовальных двигателей; произведен расчет узлов двигателя с целью повышения мощности; с помощью программы OPTI были оптимизированы турбины (свободная турбины и турбина компрессора); была произведена работа по технологии ремонта рабочих лопаток ступеней ротора компрессора; произведен расчет диска последней ступени свободной турбины на прочность. Полученные результаты позволили повысить мощность турбовального двигателя.

Целью данной работы является создание турбовального двигателя мощность 2200 кВт. В соответствие с указанной целью в работе поставлены и решены следующие задачи: составлен аналитический обзор турбовальных двигателей; произведен расчет узлов двигателя с целью повышения мощности; с помощью программы OPTI были оптимизированы турбины (свободная турбины и турбина компрессора); специальная часть включает в себя расчет охлаждения турбины.

Целью данной дипломной работы является разработка двухконтурного турбореактивного двигателя с тягой 55 кН. В качестве базового двигателя был выбран РД-33 спроектированный ООО «Климов» с тягой 55 кН. В соответствие с указанной целью в работе поставлены и решены следующие задачи: составлен аналитический обзор турбореактивных двигателей; произведен расчет узлов двигателя; с помощью программы OPTI были оптимизированы турбины (турбина низкого давления и турбина высокого давления); рассмотрены существующие виды систем автоматического управления ( САУ) а так же возможность применения новой САУ в двигателе ; произведен расчет диска последней ступени турбины низкого давления на прочность.

Система генерации баз знаний предназначена для компьютеризации инженерных знаний, используемых в процессе проектирования изделия и технологического процесса. При цитировании документа, используйте ссылку http://essuir.sumdu.edu.ua/handle/123456789/30960

Представлена модель-віртуальний прилад системи вібраційної обробки сигналів авіаційного двигуна, що розроблена із використанням середовища графічного програмування NI LabVIEW. Модель системи має два рівня функціонування. Перший рівень призначено для виявлення недопустимих значень вібрацій елементів конструкції авіаційного двигуна. Застосовано слідкуючий фільтр, для відстежування рівня вібрації на всіх режимах функціонування. Другий рівень виконує діагностичні функції та виявляє дефекти на стадіях їх утворення. Для цього застосовується вейвлет-розкладання виміряного вібраційного сигналу. При розкладанні використовується вейвлет сімейства Добеші db10 з розкладанням на 5 рівнів. Подальший розвиток системи дозволить збільшити спектр діагностуємих дефектів на ранніх стадіях їх утворення. The model-virtual instrument system vibration signal processing aircraft engine that was developed using the graphical programming environment NI LabVIEW. The model has two levels of functioning. The first level is designed to detect invalid values vibrations of structural elements of aircraft engine. Applied following filter to monitor vibration levels in all modes of operation. The second level performs diagnostic functions and detects defects on the stage of their appearance. It uses wavelet decomposition of the measured vibration signal. The decomposition using Daubechies wavelet family db10 with decomposition at 5 levels. Further development of the system will increase the range of defects that are diagnosed at an early stage of their appearance. Представленная модель-виртуальный прибор системы вибрационной обработки сигналов авиационного двигателя, разработана с использованием среды графического программирования NI LabVIEW. Модель системы имеет два уровня функционирования. Первый уровень предназначен для выявления недопустимых значений вибраций элементов конструкции авиационного двигателя. Применен следящий фильтр, для отслеживания уровня вибрации на всех режимах функционирования. Второй уровень выполняет диагностические функции и обнаруживает дефекты на стадиях их образования. Для этого применяется вейвлет-разложения измеренного вибрационного сигнала. При разложении используется вейвлет семейства Добеши db10 с разложением на 5 уровней. Дальнейшее развитие системы позволит увеличить спектр диагностируемых дефектов на ранних стадиях их образования.

Система СПРУТ-ТП предназначена для информационной поддержки процесса технического проектирования и автоматизации разработки технологических процессов (ТП). Использование СПРУТ-ТП позволяет значительно сократить сроки проектирования ТП и быстро сформировать комплект технологической документации. При цитировании документа, используйте ссылку http://essuir.sumdu.edu.ua/handle/123456789/30949

Настоящий учебник составлен в соответствии с программой летных школ ВВС РККА; он может быть использован также в школах гражданского воздушного флота и Осоавиахима. Иллюстративный материал для учебника частично представлен бригадой преподавателей Ульяновской авиашколы Осоавиахима в составе тт. Дейнека, Иванова и Вотинцева.