В ГП "Антонов" созданы уникальные средние оперативно-тактические военно-транспортные самолеты Ан-12 и Ан-70. На основе базового варианта Ан-12 создано несколько модификаций, которые эксплуатируются во многих странах мира. На смену Ан-70 пришел Ан-77 с увеличенными грузоподъемностью и часовой производительностью, который по целому ряду основных параметров превосходит конкурентов-аналогов: американского С-130J-30, западно-европейского А400М и японского С-2. Однако по дальности действия с максимальной загрузкой Ан-77 уступает А400М, а по крейсерской скорости и боевой готовности - С-2. Для наиболее полного выполнения таких оперативно-тактических задач: перевозка личного состава, техники, грузов и средств МТО; доставка воинских формирований, техники и грузов в интересах проведения миротворческих или антитеррористических операций; перевозка войск, вооружения, военной техники и материальных средств по стратегическим направлениям; доставка частей и соединений ВДВ и сухопутных войск в районы боевого предназначения; обеспечение перебазирования авиационных частей и соединений, а также для обеспечения превосходства по дальности действия с максимальной загрузкой, по крейсерской скорости и боеготовности коллективом ГП "Антонов" создан Ан-188 - средний оперативно-тактический самолет укороченного взлета и посадки, который обеспечивает выполнение ряда задач, недоступных даже для С-2. На начальной стадии проектирования этой модификации использованы научные положения "Методологии проектирования модификаций ВТС с учетом глубоких изменений в крыле и силовой установке". Наиболее важным модификационным изменением в самолете Ан-188 является замена ТВД Д-27 на турбовентиляторный СFM LЕАР-1A, что позволило повысить грузоподъемность и боеготовность модификации. Другим важным модификационным изменением является использование дискретной геометрической крутки местных хорд крыла, что приблизило его форму в плане к эллиптической и обеспечило снижение индуктивного сопротивления при заданной подъемной силе. Такое решение может обеспечить увеличение дальности с максимальной загрузкой до 3200 км. Эти глубокие модификационные изменения в силовой установке и геометрии крыла позволяют достичь полного превосходства Ан-188 в классе оперативно-тактических ВТС. В сочетании с Ан-132Д и Ан-178 модификация Ан-188 может рассматриваться как единая система обеспечения войск военно-транспортными самолетами.

Виконано дослідження щодо інтеграції силової установки пасажирських літаків середньої дальності. Розглянуто архітектуру системи силової установки та системний підхід до проектування силової установки. Запропоновано блочний поділ розв'язуваних проблем, пов'язаних з вибором схем і основних проектних параметрів повітряних суден з його силовою установкою та інтеграції управління. Розглянуто вплив силової установки і елементів планера на вибір параметрів робочого процесу і схеми двигуна на технологічно-конструктивному рівні. Розглянуто модель дослідження принципу залежності характеристик руху пасажирського повітряного судна від рівня інтеграції характеристик його силової установки. На основі вказаної моделі запропоновано алгоритм щодо підвищення ефективності інтеграції силової установки пасажирських літаків середньої дальності. В досліджені акцентується увага на розгляді повітряного судна, як складної та високоефективної системи, що містить в собі підсистеми та компоненти. Відповідно предметна область дослідження носить багатогранний комплексний характер і подається з урахуванням технологічної еволюції повітряних пасажирських перевезень, яка вже досягла досить високого ступеню розвитку існуючої системної архітектури. Підхід до інтеграції характеристик силової установки пасажирських повітряних суден зводиться до різноаспектного систематичного врахування вимог ICAO які висуваються до пасажирських повітряних суден, а також вимог, щодо їх сертифікації. Розглянуто аспекти сучасних наукових досліджень, які проводяться в області моделювання синтезу інтеграції характеристик силової установки та відповідно розробляються з врахуванням технологічно-дизайнерських рішень щодо вдосконалення загальної архітектури системи в ракурсі системи силової установки. На основі розрахунків розробленого алгоритму представлено результати моделювання інтеграції в межах врахування аеродинамічної конструкції пасажирського повітряного судна, компресорів і турбін. Наведено діаграму ефективності інтеграції силової установки пасажирських літаків середньої дальності. В ході дослідження наочно продемонстровано, що на технологічно-конструктивному рівні узагальнено-об'єднаний розгляд силової установки і елементів планера відповідно впливає на вибір параметрів робочого процесу і схеми двигуна.

Рассмотрены динамические процессы в обтекателе ракеты при срабатывании пиротехнической системы отделения. Конструкция обтекателя является составной и включает в себя композитные и металлические элементы. Основной композитный конструктивный элемент представлен стеклопластиковой обечайкой с регулярными и нерегулярными зонами намотки. Набор необходимой для отделения обтекателя скорости происходит под действием импульсного давления от пороховых газов в пиротехнической системе. Перемещение обтекателя складывается из перемещений движения как жесткого целого вдоль его оси и колебаний, вызванных деформациями. Расчет движения обтекателя выполняется по трехмерной модели метода конечных элементов (МКЭ) с применением математического обеспечения, использующего топологически регулярную систему дискретизации. Решение задачи по времени выполняется по неявной конечно-разностной схеме Вильсона. При исследовании динамики обтекателя допускается нарушение структуры обечайки в виде расслоений, которые в схеме МКЭ моделируется специальным методом. На поверхности предполагаемого расслоения по топологическим плоскостям путем трансформации конечно-элементной сетки создается разрез с двойными узлами. Модификация матриц жесткости и масс для трансформированной сетки выполняется на основе созданной информационной базы вырожденных конечных элементов и формализованных матричных операций. В численных исследованиях рассмотрены два вида расслоения от нерегулярных зон намотки стеклопластика - внутреннее расположение от фланца и краевое с выходом на свободный край обтекателя. Представлены результаты расчета колебаний по берегам расслоения и данные о перераспределении динамических напряжений вследствие расслоения. Радиальные и осевые перемещения при переходе через поверхность расслоения терпят разрыв, величина которого для внутреннего расслоения значительно меньше, что объясняется стеснением деформации для этого случая в отличии от расслоения, выходящего на границу. При оценке относительных осевых перемещений исключалась составляющая перемещения жесткого целого, определяемая отдельным расчетом. Максимальные радиальные перемещения при расслоении от края достигают 3 мм, что в полтора раза выше, чем для цельной обечайки. Максимальными от действия инерционных сил при наборе скорости являются осевые напряжения. Их перераспределение по слоям существенно больше для краевого расслоения, для которого максимальные значения увеличиваются почти в два раза по отношению к неповрежденной обечайке, что определяет этот вид расслоения как более опасный.

При изготовлении фитилей для капиллярного транспорта теплоносителя в различных теплопередающих устройств, таких как тепловые трубы, контурные тепловые трубы, гидроаккумуляторы с тепловым регулированием, испарительные теплообменники, термоплаты и др., используются капиллярно-пористые структуры. Широкое применение приобрели капиллярно-пористые структуры из спрессованных порошков (металлических или неметаллических). Однако технология изготовления таких фитилей сложна и трудоемка. Важными требованиями, которые предъявляются к фитилям, являются высокий капиллярный напор, малое гидросопротивление, небольшая масса и технологичность. Капиллярно-пористой структурой, которая отвечает этим требованиям, может служить фитиль из нескольких слоев металлических сеток, наложенных друг на друга и соединенных между собой контактной сваркой. Основными достоинствами таких фитилей являются малая масса и простота изготовления. Рассмотрена методика и результаты определения предельной теплотранспортной способности свободного фитиля (не контактирующего с твердыми стенками) из металлических сеток. Приведена конструкция экспериментальной установки, которая позволяет проводить испытания не только при положительных, но также и при небольших отрицательных углах наклона фитиля к горизонту. Проведены эксперименты на аммиаке по определению предельной теплотранспортной способности плоского свободного фитиля из двухслойной металлической сетки 0,2 x 0,13 мм тканого плетения. По результатам проведенных экспериментов получена зависимость предельной теплотранспортной способности фитиля от температуры насыщения теплоносителя и угла наклона к горизонту. Проведенные эксперименты позволяют для фитиля данной конструкции вычислить его максимальную теплотранспортную способность в земных условиях при любой ширине, транспортной длине фитиля и угле его наклона к горизонту. Рекомендованы формулы для расчета теплотранспортной способности фитилей из металлических сеток различной длины и ширины в условиях микрогравитации и в поле силы тяжести земли при различной ориентации. Результаты проведенных экспериментов позволяют определять теплотранспортную способность фитилей из металлических сеток и в условиях микрогравитации.

Індекс рубрикатора НБУВ: О551.41-046

Рубрики:

Авіаційні газотурбінні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Індекс рубрикатора НБУВ: О551.41-042.03

Рубрики:

Авіаційні газотурбінні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Індекс рубрикатора НБУВ: О551.41-042.24

Рубрики:

Авіаційні газотурбінні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Рассмотрены основные газодинамические параметры для исследования отсутствия автоколебаний широкохордного вентилятора авиационного двигателя. Предложен расчетно-экспериментальный метод для подтверждения отсутствия автоколебаний на вентиляторе во всем рабочем диапазоне работы авиационного двигателя. Метод основан на опыте проектирования и доводки вентиляторов авиационных двигателей. В методе предлагаются ограничения исследуемой области эксплуатации широкохордного вентилятора авиационного двигателя. В методе показаны границы возможной эксплуатации широкохордного вентилятора авиационного двигателя с учетом ограничений исследуемого диапазона и необходимых запасов, выбранных для исследований и отработки метода. Выполнена обработка параметров полетов самолета с контролем отсутствия автоколебаний с помощью датчиков пульсаций. Обобщены и систематизированы результаты обработки исследованных полетных параметров. Показан способ графического изображения основных контролируемых параметров метода в двухмерной и трехмерной постановке с указанием границ возможного диапазона эксплуатации исследуемого широкохордного вентилятора авиационного двигателя с учетом запасов по давлению и температуре. Для верификации метода графически показаны точки испытаний вентилятора в термобарокамере подобного по размерам вентилятора авиационного двигателя, которые, как показывают рисунки, лежат возле предлагаемых в методе границ. Предложено использовать исследованные точки с доказанным отсутствием автоколебаний для верификаций расчетных моделей с использованием программных комплексов и методик, для расчетного определения отсутствия автоколебаний с учетом определенных в методе границах возможной эксплуатации. Предлагаемые границы исследуемых диапазонов позволят существенно сократить перечень испытаний на летающей лаборатории и количество расчетных точек, что позволит произвести оптимальный вариант проверки на отсутствие автоколебаний вентилятора авиационного двигателя расчетно-экспериментальным путем в условиях Украины без использования термобарокамеры и полетов в жаркие и холодные условия.

В соответствии с Авиационными правилами на этапе проектирования производится расчет прочности конструкции самолета при отрыве лопатки и разрушении подшипника двигателя, которые вызывают большие вибрации. На этапе доводки эти расчеты должны подтверждаться испытаниями. Наиболее эффективным способом проведения динамических испытаний в настоящее время является численное моделирование, так как оно дает возможность исследовать влияние большого количества различных факторов, выполнить анализ колебаний конструкции на тех режимах, которые невозможно или опасно воспроизводить на натурных испытаниях, существенно экономит время и материальные ресурсы. Выполнены исследования переходных колебательных процессов для упрощённой расчетной модели линейного деформирования подшипниковых опор. При этом рассмотрен наиболее опасный случай повреждения - отрыв лопатки вентилятора. Двигатель крепится к пилону в пяти точках: две точки крепления к передней траверсе и две точки крепления к задней траверсе представляют собой шарниры с осями параллельными оси двигателя; пятая точка является шарниром с осью перпендикулярной вертикальной плоскости. В этой точке двигатель крепится к штанге съема тяги. В первом приближении полагаем, что корпус является твердым телом и его центр масс находится на оси вращения ротора. Траверсы считаем упругими балками, работающими на изгиб, а штангу съема тяги упругим стержнем, работающим на растяжение. Ротор моделируем твердым телом на подшипниковых опорах так, как деформации деталей ротора малы по сравнению с деформациями подшипниковых опор и низшая собственная частота колебаний ротора как упругого тела на порядок выше частоты колебаний ротора на подшипниковых опорах. Получены амплитудно-частотная характеристика ротора, зависимости от времени перемещений опорных сечений и траектории центров опорных сечений ротора относительно статора. Построены амплитудно-частотная характеристика двигателя с ротором, а также зависимости обобщенных координат статора от времени. Выполнен анализ применимости разработанной модели и метода расчета для разных случаев повреждения ротора и его опор. Показаны важность и перспективы продолжения исследований с нелинейными расчетными моделями.

Развитие газотурбинной техники сопровождается ростом температур, давлений и скорости воздушного потока в газовом тракте. Повышение параметров рабочего цикла газотурбинного двигателя усложняет задачи обеспечения допустимого температурного состояния деталей, требует совершенствования методов их расчета и проектирования. В полной мере это касается подшипниковых узлов, особенно работающих в горячей среде, и обуславливает интерес к исследованию термогидравлических процессов в полости опоры, определяющих температурное состояние элементов ротора. Необходимость наддува уплотнений приводит к наличию в масляной полости опоры масловоздушной смеси. Широкий диапазон режимных параметров, неоднородность течения, неравновесность фаз и их сепарация существенно усложняют математическое описание процессов в масляной полости, в том числе и при использовании CFD-моделирования. Поэтому значительное внимание уделяется экспериментальным исследованиям. Результаты экспериментов используются не только для верификации математических моделей, но и для получения обобщающих зависимостей. Наиболее часто в качестве искомой величины выступает коэффициент теплоотдачи в масляной полости опоры. Рассмотрены особенности теплообмена в пристенной зоне масляной полости опоры газотурбинного двигателя, связанные с наличием масловоздушного потока. Проанализированы подходы к экспериментальному определению коэффициента теплоотдачи и сформирована соответствующая система измерения локальных температур сред. Оценены значения погрешности определения значений коэффициентов теплоотдачи и степень влияния определяющих факторов. Определен вклад неодномерности температурного поля в стенках полости и неопределенности в значении температуры ядра потока. Показаны преимущества использования осредненного коэффициента теплоотдачи для инженерных расчетов и существенное влияние способа осреднения на его значение. Наиболее точно задачам таких расчетов отвечает осреднение по плотности теплового потока, при котором не меняется общий тепловой поток через стенки полости.

Індекс рубрикатора НБУВ: О551.413-08

Рубрики:

Двоконтурні турбореактивні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Індекс рубрикатора НБУВ: О551.41-07

Рубрики:

Авіаційні газотурбінні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Поставлена задача разработать рекомендации по проектированию гидростатодинамических подшипников скольжения сдвоенного типа на основании существующего опыта проектирования подобного типа подшипников скольжения, а также на основании целого ряда теоретических и опытных исследований, выполненных автором данной работы. Определено количество наиболее необходимых параметров для проектирования гидростатодинамических подшипников сдвоенного типа. Уделено особое внимание выработке рекомендаций дополнительных параметров, характерных для проектирования подшипников скольжения сдвоенного типа. Уделено внимание выбору материалов подшипника сдвоенного типа и показано, что проблема выбора материалов для гидростатодинамических подшипников не так актуальна, однако иногда в режимах пуска и останова, а также в аварийных ситуациях для обеспечения высокой надежности проектируемой машины необходимо обращать внимание на выбор материалов подшипника. Проанализировано влияние различных форм камер на статические и динамические характеристики гидростатодинамических подшипников и показано, что наибольшее распространение на практике получили прямоугольные камеры. Показано, что режим течения рабочей жидкости также существенно влияет как на статические, так и на динамические характеристики подшипника. Отмечено, что даже при невращающемся роторе в гидростатодинамическом подшипнике наиболее часто наблюдается турбулентный режим течения рабочей жидкости. Рассмотрено влияние толщины слоя рабочей жидкости на увеличение жесткости опор и расширение диапазона устойчивой работы. Показано, что с уменьшением зазора в подшипнике увеличивается его несущая способность и расширяется диапазон устойчивой работы, однако при этом увеличиваются потери мощности на трение, возрастает вероятность засорения щелевого тракта подшипника, а также возрастают требования к качеству изготовления рабочих поверхностей подшипника. Рекомендовано в сдвоенном гидростатодинамическом подшипнике в наружной и внутренней его частях назначать одинаковые зазоры. Показано, что в сдвоенном гидростатодинамическом подшипнике существующая рекомендация по числу камер может привести в отдельных случаях к большому расходу рабочей жидкости.

Задача крепления оборудования, особенно судового, считается важной в условиях вибрационного и ударного воздействия. Оборудование может быть установлено на амортизаторы. Эти амортизаторы решают задачи виброизоляции и ударной защиты. Классический случай - применение резинометаллических амортизаторов. Оборудование может быть прикреплено к фундаменту с помощью болтов и шпонок. В этом случае важно чтобы при ударной нагрузке болты не разрушились и не раскрылись стыки соединений. Интересен случай навесного оборудования, крепление которого не должно разрушиться. Крепление навесного оборудования это, как правило, болты, разрушение которых не допустимо. Если в случае пластического деформирования болтов их можно затянуть, то заменить разрушившийся амортизатор непросто. Состояние устройств крепления можно исследовать путем моделирования, с помощью вычислительной техники, движения агрегата. Применение вычислительной техники оправдано громоздкостью задачи, нелинейными характеристиками резинометаллических амортизаторов и болтов в случае пластических деформаций. Обычно при моделировании движения амортизированного оборудования ограничиваются плоской задачей или случаем жестких шпонок. Для решения пространственной задачи вводим три системы координат. Одна система неподвижна и связана с фундаментом. Две других системы координат имеют начало в центре тяжести агрегата. Оси одной из этих систем параллельны осям системы, связанной с фундаментом. А другая из этих систем жестко связана с агрегатом. В начальный момент в случае покоя все три системы совпадают между собой. Для общего случая движения можно применить углы Эйлера, но ввиду малости перемещений оборудования происходит потеря точности. Действительно, линия пересечения плоскостей, определяющих углы Эйлера определена с погрешностью (случай практически параллельных плоскостей). Для решения этой задачи авторы использовали углы между осями, связанными с оборудованием и плоскостью фундамента. Затем через эти углы выразили углы Эйлера и получили выражения, позволяющие применение численных методов для решения уравнений движения.

Приведено огляд сучасних міжнародних вимог щодо авіаційного шуму. Показано, що міжнародні вимоги до рівнів шуму літаків постійно посилюються. Стрімке зростання міжнародного авіапарку призводить до збільшення кількості зльотів та посадок літаків у аеропортах, і як наслідок проблема авіаційного шуму залишається актуальною. Для зниження рівнів шуму у аеропортах застосовуються різноманітні методи, одним з яких є експлуатаційні обмеження щодо літаків відносно рівнів шуму, який вони створюють. У країнах Європейського Союзу діють експлуатаційні обмеження для літаків, що відповідають вимогам глави 3 з запасом до шуму менше 10 EPNдБ. Для вже створених літаків, що пройшли сертифікацію, знову необхідно шукати методи зниження шуму. Основним типом літака, що експлуатується у світі є літак з турбореактивними двоконтурними двигуном. Для такого літака основними джерелами шуму при зльоті будуть шум вентилятора та реактивного струменя, а при посадці шум шасі, закрилків, передкрилків та шум вентилятора. При виборі способу зниження авіаційного шуму слід визначити джерело, яке найбільше впливає на загальний рівень шуму. Визначено, що шум вентилятора є одним із основних джерел шуму. Для зниження рівня шуму, що створює вентилятор широко застосовуються звукопоглинаючі конструкції (ЗПК), вони є одним з найбільш пріоритетних напрямків зниження шуму вентилятора. Розглянуто досягнення у застосуванні ЗПК для боротьби із шумом вітчизняних літаків Ан-124-100, Ан-148-100. Зазначено, що у зв'язку зі зростанням вимог щодо авіаційного шуму необхідне застосування нових ЗПК з покращеними поглинальними властивостями. Визначено, що покращення поглинальних властивостей ЗПК можливо досягти завдяки розширенню частотного діапазону поглинання таких конструкцій. Наведені сучасні методи покращення акустичних властивостей ЗПК: використання багатошарових резонансних ЗПК дає можливість налаштування конструкції через збільшену кількість параметрів розрахунку; застосування модифікованих варіантів наповнювача ЗПК таких як гофровані наповнювачі, перфоровані наповнювачі збільшеного розміру; використання пористих та пористоволокнуватих матеріалів у конструкції ЗПК для забезпечення додаткової звукопоглинальної властивості, використання низькочастотних ЗПК для зниження шуму перспективних двигунів з високим ступенем двоконтурності.

Процеси, що відбуваються в композиційних матеріалах, визначаються диференційними рівняннями в часткових похідних із змінними коефіцієнтами. В більшості композиційні матеріали мають періодичну структуру, тому коефіцієнти в рівняннях є швидко осцилюючими періодичними функціями. В дослідженні поля напружень і деформацій конструкцій з композиційного матеріалу найбільш ефективним є метод скінчених елементів, в якому неоднорідний композиційний матеріал замінюється еквівалентним йому однорідним анізотропним матеріалом. Для визначення усереднених характеристик композиційного матеріалу з періодичною структурою потрібна верифікована методика, що дозволить це зробити. Отже фундаментальною задачею механіки композиційних матеріалів є визначення ефективних пружних характеристик матеріалу. Робота присвячена актуальній проблемі визначення ефективних пружних характеристик тривимірноармованих композиційних матеріалів по відомим пружнім властивостям волокон та в'яжучого з урахуванням розподілу армуючих волокон по об'єму композиційного матеріалу. Здійснено математичне моделювання мінімального тривимірного представницького елементу об'єму за заданою схемою армування і геометричними розмірами компонентів. Чисельні експерименти отримані за допомогою програмного пакету ANSYS. Низкою чисельних експериментів моделюються шість випадків деформування: одноосьові розтягнення у напрямках X, Y, Z та зсув у площинах XY, YZ, XZ. За результатами чисельного дослідження напруженого і деформованого стану представницького елемента об'єму композиційного матеріалу визначені ефективні пружні постійні еквівалентного гомогенного матеріалу. Дві серії розрахунків здійснені з завданням відповідних умов симетрії та умов періодичності. За результатами експериментального дослідження здійснена верифікація запропонованої методики визначення ефективних пружних характеристик тривимірноармованих волокнистих композиційних матеріалів. Розроблена чисельна методика дозволяє вирішувати задачі механіки композиційних матеріалів за допомогою сучасних програмних комплексів, що використовують в математичній основі метод скінченних елементів.

Індекс рубрикатора НБУВ: О52-034 + К343.2

Рубрики:

Металургія магнію

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Індекс рубрикатора НБУВ: Л428.85-106 + О52-03

Рубрики:

Кермети

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Мета роботи - перевірка адекватності теоретичної моделі правки динамічною складкою і перевірка працездатності принципових технологічних схем вибухового штампування плоских заготовок. Задачею досліджень є виявлення технологічних залежностей, отримання яких можливо тільки експериментальним шляхом. Представлено результати експериментальної перевірки технологічного процесу формоутворення просторових оболонок на типових моделях. Проведена робота, мета якої є перевірка правильності теоретичних положень, результатів математичного моделювання і висновків, а також апробації методик розрахунків технічних параметрів і схем штампування. Експерименти проведені на плоских моделях обшивок, сферичних і параболічних обшивках великої гнучкості, а також криволінійних коробах моделях, макетах і натурних зразках. Досліджено процес косого зіткнення, залишкові напруги, деформації і форму обшивок після деформації. Вплив величини, форми і дистанції заряду на відхилення від матриці. Апробацію проведено на партії сферичних трапецеїдальних натурних обшивок. Заготовки апробовано на натурному фрагменті. Сформульовано висновки і перспективи розвитку і упровадження техніки в термоядерних дослідженнях, будівництві, гірничодобувній промисловості, авіаракетобудуванні. Експериментально встановлено, що зменшення дистанції нижче за рекомендовану приводить до перевищення деформації штампування середньої частини (кривизна більше, ніж матриця) і зменшення деформації штампування периферії (кривизна менше ніж матриця). Найбільші відхилення помітні в кутових зонах деталі. Це можна пояснити крайовим ефектом від хвиль розвантаження, і деякою асиметрією установки заряду. Велика частина поверхні має відхилення до 1 мм, що перевищує точність 8 квалітету на базі 1200 мм. Застосування технологічних припусків величиною до 50 мм з подальшим їх видаленням, дозволяє зменшити середнє відхилення удвічі (до 0,5 мм), і підвищити точність готових обшивок. Експериментальний відробіток технології правки пологих пелюсток подвійної кривизни показав правильність висновків теоретичної частини.

Допрацьовано одновимірну газодинамічну модель процесу розгону і підігріву частинок з урахуванням затопленого простору. Один цикл прискорення частинок газовим потоком можна розділити на три періоди: змішування потоку газу і порошку; рух і прискорення частинок в частини сопла, що розширюється; рух струменя з частинками в затопленому просторі (в тому числі відскок від підкладки). Відомо, що формування покриття при холодним газодинамічним напиленням (ХГН) залежить від нормальної складової швидкості частинок порошку відносно поверхні на яку проводиться напилення. Для кожного матеріалу існує своє значення критичної швидкості, при якій починається процес формування покриттів. При швидкостях частинок вище критичної відбувається їх зчеплення з підкладкою й утворення покриття, зумовлене пластичною деформацією частинок, а при швидкостях нижче критичної спостерігається ерозія поверхні або напилювання з низькою ефективністю за певних умов. Зважаючи на те, що однією з особливостей процесу ХГН є вельми малі дистанції між сопловим апаратом і підкладкою, що призводить до виникнення зворотного течії газового потоку (ударної хвилі), відбитого від підкладки. Виникнення ударної хвилі змінює кут напилення, відхиляє траєкторію частинок напилюваного порошку та значно гальмує їх швидкість, що призводить до необхідності більш детального аналізу затопленого простору. Виконано розрахунок температурно-швидкісних параметрів частинок алюмінію і нікелю розміром 25 мкм при зіткненні з підкладкою для надзвукового сопла СК-20 установки ХГН низького тиску ДИМЕТ-405. Незважаючи на те, що одновимірна ізоентропійна газодинамічна модель, яка зазвичай використовується для розрахунку параметрів потоку, описує його лише вздовж осі сопла, без урахування теплообміну з соплом і втрат на тертя об внутрішні стінки, що призводить до отримання завищених результатів розрахунків, її використання надає змогу попередньо оптимізувати геометрію каналу сопла та технологічний процес напилення. Математичне моделювання динаміки двофазного потоку процесу холодного напилювання виконано з використанням програмного пакета MATLAB.