Навчально-науковий інститут аерокосмічних технологій (НН ІАТ)
Постійне посилання на фонд
Переглянути
Перегляд Навчально-науковий інститут аерокосмічних технологій (НН ІАТ) за Назва
Зараз показуємо 1 - 20 з 74
Результатів на сторінці
Налаштування сортування
Документ Відкритий доступ Адаптивне крило з роторним рушієм(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2023) Комаров, Богдан Глібович; Зінченко, Д. М.Комаров Б.Г. Адаптивне крило з роторним рушієм. – Кваліфікаційна наукова праця на правах рукопису. Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора філософії за спеціальністю 134 – Авіаційна та ракетно-космічна техніка. – Навчально-науковий інститут аерокосмічних технологій, Національний технічний університет України "Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського", Київ, 2023. Дисертаційна робота присвячена дослідженню та створенню пропульсивних силових установок, а саме конструкції крила та фюзеляжу з використанням роторного рушія. В роботі розглянуто історію впровадження тангенціальних вентиляторів в авіації в якості роторних рушіїв. Вченими значна увага приділялася конструкціям крил з роторними силовими установками, а саме двом типам – “Propulsive-Wing” та “Fan-Wing”. "Propulsive-Wing" включає в себе інтеграцію роторних вентиляторів в крило літака, що дозволяє покращити аеродинамічні характеристики та знизити опір повітря. З іншого боку, "Fan-Wing" використовує конструкцію з вентиляторами більшого діаметру, та аналогічно великого видовження, розташованих в передній частині вздовж розмаху крила літака, що дозволяє отримувати більші значення сили тяги з кожного вату потужності у порівнянні з використанням традиційних силових установок. Дослідження в роботі, окрім використання роторних рушіїв у крилах, розглядали їх використання в конструкції фюзеляжу. Також вивчалася можливість використання роторних рушіїв як хвостових балок для вертольотів, що має потенціал покращити їх надійність, безпеку, стабільність та маневреність. Усі ці аспекти були детально проаналізовані та обговорені в роботі з метою визначення переваг і недоліків використання тангенціальних вентиляторів у різних сферах авіації. В результаті дослідження були виявлені потенційні переваги цих рішень, які можуть вплинути на майбутні тенденції в авіаційній індустрії. Оскільки за принципом роботи тангенціальні роторні рушії відрізняються від традиційних перевірених роками гвинтових, імпелерних, та турбінних силових установок, то для їх обрахунків потрібно зібрати та використовувати новий математичний апарат, якого на даний час не існує. Створена нова математична модель для швидкого розрахунку пропульсивних систем за конструктивною схемою “Propulsion-Wing” та “Fan-Wing”, яка була апробована за допомогою натурних експериментів. Також було проведено симуляції поведінки аеродинамічних характеристик моделей на різних режимах польоту для підтвердження результатів обчислень. Даний математичний апарат використовує модифіковані рівняння Бернуллі з урахуванням специфіки обтікання з додатковим прискоренням потоку над крилом. В її створенні було застосовано відомі залежності для розрахунків тангенціальних вентиляторів з поділом ротора вентилятора на три області. Область A є головною для проходу потоку в вентиляторі і відіграє ключову роль у виконанні основної корисної роботи, тому в даній області не має бути елементів, перешкоджаючих потоку. Області B і C перешкоджаючи роботі системи, знижуючи її ефективність. Область B має обмежений вплив на загальну продуктивність системи, за винятком визначення форми перехідного потоку, та корисна робота над газом в цій області не приносить великої кількості енергії, бо за принципом руху є подібною до гребного винта. Область C характеризується наявністю ексцентричного вихору і повністю складається з рециркуляційного потоку. Також були створені нові залежності для профілю крила з вбудованим в нього тангенціальним роторним рушієм, для яких також можна виділити певні регіони, а саме той що знаходиться перед роторним рушієм і взаємодіє з вільним потоком, регіон, який охоплює взаємодію роторного рушія та набігаючого потоку повітря, область за роторним рушієм з повітрям, що має додатковий імпульс, та вільними регіонами, які взаємодіють лише з набігаючим потоком повітря та на які не впливає роторний рушій. Для розрахунку підйомної сили та сили опору потрібно знати розподіл швидкостей та тиску на поверхнях профілю. Створено три нові експериментальні профілі для крил типу “Fan-Wing” з адаптивними органами керування та механізації: СЧК-2 з вбудованою впуклістю, що забезпечує краще приєднання потоку повітря до поверхні крила, СЧК-3 та СЧК-4 з S-подібними контурами, що дає можливість покращити аеродинамічні характеристики профілю з мінімальними модифікаціями, не ускладнюючими конструкцію, підвищивши при цьому міцність і жорсткість та зменшивши масу з суттєвим зменшенням внутрішнього об’єму крила. Створено новий експериментальний профіль для крила типу “PropulsiveWing” з адаптивним дефлектором, що знаходиться в задній частині крила та може керувати потоком на виході з тангенціального роторного рушія. Це дозволяє використовувати векторизацію тяги та даний новий елемент як орган керування та одночасно з тим бути органом механізації, що є корисним при створенні літаків короткого взльоту та посадки. Запропоновано новий тип роторного рушія без перегородок між секціями, та без валу в середині, що перешкоджає потоку, дані модифікації зменшують опір повітрю, сприяють вільній циркуляції повітря, що проходить крізь нього. Досліджено вплив форми лопаток та кута їх встановлення для найбільш оптимального захвату та викидання повітря з пропульсивної системи. Натурно перевірено ротори на міцність та посилено конструкцію елементами з’єднання лопаток для запобігання руйнівного ефекту центробіжної сили на великих швидкостях обертання, які майже не перешкоджають проходженню повітря та дозволяють зменшити масу конструкції за рахунок лопаток великого видовження. Спроектовано літак традиційної аеродинамічної схеми з Т-подібним оперенням та фюзеляжем типу човен, на якому випробувались різні типи крила: звичайне з профілем NACA 4412, крило типу “Fan-Wing” з адаптивною механізацією, що створено на базі профілю Clark Y, а також пропульсивне крило з модифікованим профілем Gottingen 570 та адаптивним дефлектором. Далі виготовлено фізичну модель фюзеляжу, яка була створена для зльоту з водяної поверхні та посадки на неї для запобігання аварійних випадків з участю злітнопосадкової смуги та забезпечення кращої надійності завдяки відсутності шасі для моделей та прототипів. Експерименти проводилися для підтвердження запропонованих математичних моделей з вимірюванням динамічних параметрів літака в умовах стоячої води з урахуванням швидкості вітру, проти якого злітав літак, щоб отримати достовірні експериментальні дані та в результаті обрахунків знайти аеродинамічні характеристики для якісного аналізу та порівняння. Розглянуто нові та перспективні компонувальні схеми літальних апаратів з використанням пропульсивних систем в їх конструкції та їх раціональність. З усього різноманіття конструкцій було виділено аеродинімічну схему “качка” з пропульсивним крилом та дефлектором для активного керування потоком, що в комбінації з пасивними методами дозволяє суттєво покращити аеродинамічні характеристики, та поєднання яких здатне позбавити недоліків дану аеродинамічну схему. А також двохбалкового фюзеляжу з можливістю вертикального зльоту та посадки та горизонтального польоту при використанні роторних рушіїв з векторизацією тяги, що закладені в конструкції його фюзеляжу. Для протидії явищу, що має назву “клювок”, притаманному літальним апаратам схеми “качка”, використано новий орган керування для даного типу літаків, що базується на впровадженні аеродинамічного дефлектора як активної робочої поверхні за роторним рушієм, підтримуючи стабільність по висоті на малих швидкостях. Також з’являється можливість злітати на коротких дистанціях та безпечно приземлятись за малих швидкостей, що непритаманно для літальних апаратів схеми “качка”, додається можливість керувати потоком повітря, що виходить з пропульсивної установки для керування по крену за умови використання диференційованого керування дефлектором та зміни напрямку польоту літака. Представлена компоновка є простою в реалізації, компактною та підіймає продуктивність літального апарату.Документ Відкритий доступ Аеродинаміка ЛА. Робоча програма навчальної дисципліни (Силабус)(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2023) Лук'янов, Петро ВолодимировичДокумент Відкритий доступ Аеродинаміка літальних апаратів(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2024-05-09) Лук'янов, Петро ВолодимировичНавчальний посібник містить дві частини: аеродинаміку літака та аеродинаміку вертольота. Аеродинаміка літака охоплює: загальні відомості, основні закони аеродинаміки, теорію аеродинамічної подібності, теорію крила, аеродинамічні характеристики крила літака, механізація крила, комплексний розрахунок аеродинамічних характеристик літака, трансзвукову аеродинаміку. Аеродинаміка вертольота освітлює наступні питання: загальні відомості про вертольоти, несучий гвинт вертольота, вертикальний політ, теорію елемента лопаті, аеродинамічні характеристики на режимі весіння, вихрову теорію, горизонтальний політ вертольота, зв’язок аеродинаміки з динамікою польоту вертольота, центрування, аеродинамічна стійкість, перевантаження вертольота, сучасні моделі аеродинаміки. Структурно посібник складається з теоретичних розділів, задач у деяких розділах, контрольних питань.Документ Відкритий доступ Аеродинамічні характеристики безпілотного літального апарата схеми «тандем» класу «мікро»(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Сікорський, Богдан Олександрович; Казакевич, Михайло ЛеонідовичПояснювальна записка до дипломної роботи на тему: «Крило п’ятимісного літака» має 71 сторінок, 26 таблиць, 44 малюнків, 12 використаних джерел, 0 приміток. В ході роботі було ознайомлено з класифікацією літальних апаратів за розміром, оглянуто аналоги серед літальних апаратів аеродинамічної схеми тандем класу мікро. Було ознайомлено з високорівневим методом, та низькорівневим методом розрахунку аеродинамічних характеристик літальних апаратів. Було порівняно між собою панельно-вихревий метод, та метод кінцевих елементів на прикладі літального апарату схеми моноплан з надувним крилом. Було побудовано 3Д моделі літальних апаратів для проведення розрахунків. Зроблено 3Д модель літального апарату схеми моноплан (без заднього крила), аеродинамічної схеми тандем, та для кожного кута атаки модель літального апарату аеродинамічної схеми тандем з врахуванням згину заднього крила. Було порівняно отримані результати з експериментальними даними отриманими в результаті експерименту в аеродинамічній трубі. Порівняно між собою результати розрахунку аеродинамічної схеми моноплан. Порівняно результати розрахунку аеродинамічної схеми тандем без врахування згину, з результатами розрахунку з врахуванням згину, та з експериментальними даними. На основі отриманих даних було зроблено висновки що до використання низькорівневого методу для розрахунку літальних апратів схеми тандем, та точності отриманих результатів.Документ Відкритий доступ Варіантне автоматизоване конструювання крила регіонального літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Матео, Теран Гарсія Пауло; Сухов, Віталій ВікторовичМагістерська дисертація: "Варіантне автоматизоване конструювання крила регіонального літака", 104 сторінки, 59 малюнків, 17 таблиць, 20 посилань. Актуальність: Однією з найважливіших задач, що вирішуються в процесі проектування літаків транспортної категорії, є задача зниження ваги планера. Особливо актуальна ця задача для регіональних літаків, в конструкції яких часто застосовується крило з підкосом, що дозволяє істотно зменшити вагу не тільки окремій частині кесона, а й крила в цілому. Найбільш ефективним методом аналізу напружено-деформованого стану таких конструкцій є метод скінченних елементів, який застосовується у всіх сучасних CAE-системах. У той же час, процес побудови, за допомогою зазначених систем, якісних скінченно-елементних моделей крила з підкосом, що забезпечують прийнятну точність розрахунків, має велику тривалість, що істотно знижує якість проектування. Засоби об'єктно-орієнтованої інформаційної технології, розроблені для прискорення синтезу скінченно-елементної моделі вільнонесучого крила, також не дозволяють вирішити задачу синтезу скінченно-елементної моделі крила з підкосом, тому що для з'єднання його елементів використовуються прості шарнірні стики. Мета роботи: розробка методу автоматизованого синтезу структур скінченно-елементних моделей простих шарнірних стиків, з метою забезпечення синтезу скінченно-елементної моделі крила з підкосом, шляхом з'єднання локальних скінченно-елементних моделей від'ємної частині кесона крила, центрального відсіку фюзеляжу і підкоса. Об'єкт дослідження: крило регіонального літака. Метод дослідження: виконано аналіз конструкції простих шарнірних стиків, на основі результатів якого розроблено принципи формування структури скінченно-елементної моделі простого шарнірного стику. Визначено5 перелік і формат вихідних даних, необхідних для побудови скінченноелементної моделі стику, а також схема обміну даними між моделями агрегатів планера літака, що з'єднуються. Метод синтезу моделі шарнірного стику: розроблений з урахуванням внутрішнього уявлення скінченно-елементної моделі, що складається із стрижневих і плоских симплекс-елементів. Моделі стиків з'єднують незалежно синтезовані моделі від'ємної частині кесона крила, підкоса і центрального відсіку фюзеляжу. Для спрощення алгоритму синтезу скінченних елементів, в структуру даних програмного коду доданий спеціальний масив, що містить локальні номери вузлів моделі стику, згруповані за місцем розташування в моделі. На першому етапі здійснюється читання координат і номерів вузлів стикових вузлів. На другому етапі здійснюється розрахунок координат внутрішніх вузлів скінченно-елементної моделі стику. На третьому етапі здійснюється синтез кінцево-елементної моделі стику. Синтез здійснюється на підставі номерів вузлів, зафіксованих в масиві місцевих номерів, з урахуванням їх місця розташування в моделі. Наукова новизна результатів дослідження: розроблено новий метод синтезу скінченно-елементних моделей елементів конструкції літака, який значно розширює сферу застосування об'єктно-орієнтованої інформаційної технології при проектуванні конструкції планера літака транспортної категорії. Практичне значення отриманих результатів: істотне скорочення тривалості синтезу скінченно-елементної моделі літака транспортної категорії з підкосним крилом, що дає можливість підвищити якість проектування, за рахунок використання математичних методів оптимізації. Апробація результатів: наукова конференція студентів "Авіаракетобудування: перспективи та напрямки розвитку". Публікація: стаття за темою дисертації прийнята до опубліковання у міжнародному виданні "Eastern-European Journal of Enterprise Technologies".Документ Відкритий доступ Взаємний вплив літака-носія і планера на аеродинамічні характеристики транспортної системи(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Мельник, Олексій Володимирович; Зінченко, Дмитро МиколайовичПояснювальна записка містить 116 сторінок, в тому числі 65 рисунків, 16 таблиць, 15 джерел. Графічна частина виконана на аркушах формату А1. В дисертаційному дослідженні запропонована концепція безпілотного комплексу, що складається із безпілотного літака-носія та безпілотного транспортного контейнеру-планеру, який під час злету та горизонтального польоту до точки роз’єднання складають один цілий літальний апарат. В даному проекті були розглянуті наукові дослідження аеродинаміки компонувань літаків-носіїв зовнішнього корисного навантаження та проаналізовано особливості конструктивних рішень. Визначено вплив компонування транспортного планера на аеродинамічні характеристики системи. З використанням методів обчислюваної аеродинаміки виконано моделювання впливу різних варіантів компонування транспортного контейнеру на значення аеродинамічної досконалості КБАЛ, коефіцієнту підіймальної сили Cya бал , критерію максимальної дальності K/CYa та стійкості mzCya системи носій-планер. Проаналізовано можливості застосування смарт-матеріалів в конструкції. Під час проектування та моделювання використовувалося комп'ютерне моделювання, сучасне програмне забезпечення, а саме: програми Microsoft Office, КОМПАС-3D- V18.1, PANSYM, OriginPro 7, CorelDRAW.Документ Відкритий доступ Взаємний вплив плануючого контейнера на аеродинамічні характеристики літака і контейнера в процесі відокремлення(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2022) Коваленко, Оксана Володимирівна; Зінченко, Дмитро МиколайовичМагістерська дисертація: "Взаємний вплив плануючого контейнера на аеродинамічні характеристики літака і контейнера в процесі відокремлення", 117 сторінок, 86 рисунків, 39 таблиць, 66 посилань. Актуальність. Для сьогодення країни гостро постає питання доставки вантажу в місця до яких неможливо дістатися на машині або пішки: постачання гуманітарної допомоги в оточені міста або військові частини, матеріально-технічне забезпечення військових в умовах Anti Access/Area Denial (A2/AD). Літаки і вертольоти легко виявити засобами протиповітряної оборони. Плануючі вантажні контейнери, які розглядаються в даній роботі, запускаються з літака-носія на відстані від зони приземлення, дешеві і не потребують повернення. Також контейнер можна використовувати і в інших надзвичайних ситуаціях при пожежах, аваріях, повенях, для різних повітряних і агітаційних місій, в якості приманки. Мета роботи визначити та проаналізувати аеродинамічні характеристики літальних апаратів (ЛА) в процесі відокремлення, встановити чи можливе безпечне відокремлення плануючого контейнера від літака-носія. Об’єкт дослідження: процес взаємного обтікання літака-носія та плануючого контейнера в процесі відокремлення. Предмет дослідження: взаємний вплив двох ЛА в процесі відокремлення. Методи дослідження. В ході виконання роботи було використано теоретичні методи дослідження для проведення аналізу наукових робіт, проведення аналогії між ЛА зі схожими характеристиками, здійснено програмне моделювання зовнішнього вигляду ЛА. За допомогою наукових методів, які лягли в основу програмного забезпечення здійснено експеримент, а за допомогою наукового моделювання у вигляді формул розраховано потрібні характеристики. Було використано таке програмне забезпечення: Exel, ANSYS (Ansys Fluent), SolidWorks. Наукова новизна одержаних результатів. Отримання аеродинамічних характеристик спроектованого плануючого контейнеру в системі з двох літальних апаратів під час відокремлення з-під крила літака-носія. Оскільки сучасні дослідження в цій галузі не поширені у відкритому доступі і відповідно неможливість їх використання, то отримані результати можна вважати новими. Було вперше розраховано вплив спроектованого в роботі планера під час відокремлення з-під крила українського літака, який після відокремлення летить з літаком-носієм певний час в безпосередній близькості на одній швидкості. На основі проведених досліджень в подальшому можна удосконалювати і розвивати застосування такої системи з двох ЛА в Україні. Практичне значення одержаних результатів. Визначення зміни аеродинамічних характеристик і порівняння одержаних результатів взаємного впливу літака-носія і корисного навантаження, які мають близьке значення швидкості в процесі відокремлення, визначення безпеки їх відокремлення. На основі отриманих даних можна здійснювати подальші розрахунки керованості літака-носія та динаміки польоту плануючого вантажного планера. Апробація результатів дисертації: XII Міжнародна науково-практична конференція «EURASIAN SCIENTIFIC DISCUSSIONS» з публікацією тез.Документ Відкритий доступ Визначення залишкового ресурсу елементів систем ракет і літаків(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Бакун, Володимир Андрійович; Архипов, Олександр ГеннадійовичМагістерська наукова робота присвячена розробці методології визначення залишкового ресурсу елементів ракет та літаків. Визначення залишкового ресурсу та прогнозування роботоспроможності літальних апаратів залишається однією з актуальних тем вивчення в сучасному. До вже існуючих методів визначення залишкового ресурсу можна навести низку переваг та недоліків. Одним з найбільш перспективним методом є імпульсний, сутність якого полягає у відслідковуванні частоти появи стрибків потенціалу, які в подальшому назвали імпульси руйнації. Даний метод може використовуватись на ділянках трубопроводів, що працюють в середовищі рідких електролітів, наприклад, паливної системи. В даній роботі наголошується аспект на подоланні шумів, що фіксуються під час використання імпульсного методу. Дані шуми виникають через роботу обладнання, конструкції мікросхем, електро-хімічні процеси в середині конструкцій, тощо. Наукова робота складається з основної частини, до якої входить вступ, 6 розділів, 20 таблиць, 21 рисунок, висновки, 38 використаних наукових джерел та додатків. Загальний обсяг роботи становить 90 сторінок.Документ Відкритий доступ Вимірювання та стандартизація в авіоніці. Лабораторний практикум(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2022) Черняк, Микола ГригоровичНавчальний посібник містить усі необхідні здобувачу вищої освіти відомості щодо підготовки до виконання, виконання та захисту лабораторних робіт з нормативного освітнього компоненту «Вимірювання та стандартизація в авіоніці» для здобувачів ступеня бакалавра за освітньою програмою «Системи керування літальними апаратами і комплексами» за спеціальністю 173 Авіоніка. Лабораторні роботи спрямовано на набуття здобувачами вищої освіти практичних здатностей з планування та організації вимірювань, застосовування сучасних методів та засобів вимірювань механічних величин при вирішенні різноманітних вимірювальних задач в авіоніці, обробки експериментальних результатів вимірювань, визначення похибок результату вимірювання; забезпечення заданої точності результату вимірюваннь в умовах вирішення вимірювальної задачі шляхом виконання групових вимірювань та алгоритмічної компенсації систематичних похибок засобу вимірювання. Ці практичні здатності, передбачені освітньою програмою «Системи керування літальними апаратами та комплексами» першого (бакалаврського) рівня вищої освіти.Документ Відкритий доступ Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2025) Бакун, Володимир Андрійович; Мариношенко, Олександр ПетровичБакун В. А. «Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги» – Кваліфікаційна наукова праця на правах рукопису. Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора філософії за спеціальністю 134 «Авіаційна та ракетно-космічна техніка» (013 – Механічна інженерія). - Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського», Київ, 2025. Підготовка здійснювалась на кафедрі космічної інженерії Національного технічного університету України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського» Міністерства освіти і науки України. Дисертаційна робота присвячена забезпеченню випробувань висотного рідинного ракетного двигуна малої тяги в умовах, що імітують космічний вакуум. Тематика дослідження пов’язана з відпрацюванням рідинних ракетних двигунів та розробкою суміжного устаткування, що є складним, багатоступеневим процесом, що включає в себе різні етапи: проєктування, виробництво, випробування і серійне виготовлення (за потреби). Одним із найважливіших етапів є як раз випробування, які підтверджують чи відповідає виріб заявленим технічним і функціональним характеристикам. Випробування є вирішальним етапом, оскільки саме на цьому етапі оцінюється працездатність рідинних ракетних двигунів в різних умовах, а також їх надійність і безпека. Серед великої кількості досліджень, які необхідно провести, починаючи з випробувань агрегатів двигуна чи окремих елементів, закінчуючи повноцінним ракетним двигуном, ключову роль відіграють вогневі випробування, що проводяться як у атмосферних умовах, так і з імітацією максимально наближених до реальних космічних умов експлуатації двигуна. Імітація умов космосу, зокрема вакууму, дозволяє перевірити роботу ракетного двигуна у середовищі, що суттєво відрізняються від параметрів атмосфери на поверхні Землі. Це забезпечує виявлення потенційних недоліків конструкції ще на етапі відпрацювання, що знижує ризик відмови під час реального використання. Крім того, випробування сприяють вдосконаленню технологічних процесів, оптимізації конструктивних рішень і підвищенню загальної ефективності двигуна. Таким чином, вогневі випробування є фундаментальним етапом у процесі створення рідинного ракетного двигуна, що забезпечує досягнення стандартів якості та надійності виробу. Метою дисертаційної роботи є розробка вогневого випробувального стенду для підтвердження працездатності висотних рідинних ракетних двигунів у наближених експлуатаційних умовах та його закладених проєктних параметрів. Для досягнення поставленої мети необхідно вирішити низку науковотехнічних задач: ̶ провести аналіз впровадження й використання існуючих конструкцій випробувальних стендів рідинних ракетних двигунів, методів створення середовища, що імітує вакуум, а також аналіз використання адитивних технологій в ракетно-космічній галузі; ̶ розробити модель термо-газодинамічних процесів спільної роботи рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки під час проведення вогневих випробувань; ̶ розробити структурну пневмогідравлічну схему вогневого випробувального стенду та циклограму його роботи; ̶ спроєктувати системні елементи конструкції вогневого випробувального стенду, в тому числі, з використанням адитивної технології виготовлення; ̶ дослідити вібраційне навантаження, що створюється в наслідок роботи рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки; ̶ розробити практичні рекомендації щодо захисту елементів стендового обладнання, а також ракетного двигуна, що випробовується, від вібрацій та акустичного шуму, що виникають під час випробувань. Об’єктом дослідження є процес вогневих випробувань висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги. Предметом дослідження є експериментальний стенд для випробування висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги з імітацією умов вакууму. У вступі здійснено обґрунтування вибору теми дисертаційного дослідження, акцентовано увагу на її актуальності у контексті сучасного розвитку ракетно-космічної техніки. Визначено основну мету роботи, сформульовано завдання, що потребують вирішення для досягнення поставлених цілей. Окреслено зв’язок дослідження із поточними науковими та практичними програмами, зокрема у сфері космічних технологій. Зазначено наукову новизну результатів, що включає розробку нових підходів до створення та випробування висотних рідинних ракетних двигунів, а також окреслено практичну значимість отриманих даних для вдосконалення існуючих конструкцій і технологій. Особливу увагу приділено внеску автора, який полягав у безпосередньому виконанні експериментальних досліджень, розробці моделей та аналізі отриманих результатів. У першому розділі розглянуто конструктивні особливості рідинних ракетних двигунів, включаючи класифікацію їх основних елементів та принципів роботи. Описані різні типи випробувальних стендів, їх конструктивні особливості та функціональні можливості, переваги та недоліки. Особливу увагу приділено аналізу випробувальних стендів, що використовуються для вогневих випробувань рідинних ракетних двигунів. Зазначено, що реалізація таких стендів є складним технологічним процесом, який вимагає значних ресурсів, точного дотримання технічних вимог та високого рівня підготовки. Описано різні типи випробувальних стендів, їх конструктивні особливості та функціональні можливості. Поряд з цим, досліджені системи, що забезпечують створення умов, що імітують вакуум, включаючи газо-ежекторні установки, вакуумні насоси та газодинамічні труби. Наведено аналіз їх ефективності та впливу на точність отриманих результатів. Окрему увагу приділено використанню адитивних технологій, які активно впроваджуються в ракетно-космічній галузі. Розглянуто їх застосування не лише у виробництві деталей для рідинного ракетного двигуна, але й у виготовлені елементів випробувальних стендів. Проаналізовано переваги адитивних технологій, серед яких можливість швидкого прототипування, зниження матеріальних витрат, підвищення точності виробів та спрощення технологічного процесу. Описано перспективи застосування цих технологій для створення складних компонентів, зокрема тих, які важко або неможливо виготовити традиційними методами. Висвітлено приклади успішного використання адитивних методів у створенні елементів випробувальних стендів, що значно скорочує час підготовки до експериментів та забезпечує високу надійність і точність вимірювань. У другому розділі дисертаційного дослідження описаний процес моделювання термогазодинамічних явищ, з використанням чисельних рішень рівнянь Нав’є Стокса, що супроводжують випробування рідинного ракетного двигуна малої тяги на випробувальному вогневому стенді, з граничними умовами, які відповідають реальним обмеженням роботи висотних ракетних двигунів. У цьому контексті наведено технічні характеристики випробуваного двигуна, включаючи ключові параметри, такі як: тяга, питомий імпульс і робочі температурні режими. Описано фізичні та математичні моделі, які використовувались для формалізації задачі. Значну увагу приділено верифікації моделі та реальних випробувань рідинного ракетного двигуна, зокрема шляхом порівняння результатів обчислень з експериментальними даними, що були отримані під час проведення випробувань рідинного двигуна та газо-ежекторної установки. Показано, що моделювання дозволяє з високою точністю прогнозувати основні процеси, такі як: розподіл температури, тиску та швидкості потоків газів та рідин у випробувальній установці. Це підтверджує коректність обраної методики моделювання та її придатність для оптимізації параметрів випробувань. У третьому розділі дисертаційної роботи описано процес створення вакуумного стенду для проведення випробувань рідинних ракетних двигунів малої тяги в умовах, максимально наближених до космічного вакууму. Увагу приділено поетапній розробці та виготовленню випробувального стенду, що включає проєктування, виробництво та тестування. Розроблено та представлено пневмогідравлічну схему стенду. Розглянуто основні параметри замірів, що проводяться під час експериментів, включаючи контроль робочих характеристик стенду та рідинного ракетного двигуна. Наведено циклограму роботи стенду, в якій описано алгоритм виконання команд, послідовність запуску, відключення та взаємодію між системами стенду. Циклограми роботи є унікальними, так як створюються окремо під двигун, що випробовується, з метою забезпечення основних робочих параметрів. Приділено увагу розробці основних систем подачі компонентів палива, їх конструктивним особливостям та методам реалізації, що забезпечують стабільну та ефективну роботу двигуна під час випробувань. У четвертому розділі описано процес експериментальної розробки та виготовлення газо-ежекторної установки, яка є ключовим компонентом для створення умов, що імітують вакуум. Описано поетапність проєктування, яка базувалася на інтеграції сучасних інженерних підходів, зокрема використання чисельного моделювання для оптимізації конструкції. Наведено основні технічні характеристики газо-ежекторної установки. У розділі також описано циклограми роботи установки, які відображають послідовність її запуску, функціонування та завершення випробувань, та є унікальними так як створюються окремо під газоежекторну установку. Особливий акцент зроблено на застосуванні адитивних технологій у процесі виготовлення окремих елементів виробу. Зокрема, використання 3Dдруку дозволило суттєво скоротити час виготовлення, знизити витрати на виробництво та забезпечити високу точність деталей складної геометрії. У п’ятому розділі виконано аналіз вібраційних навантажень, що виникають під час роботи випробувального комплексу. Розглянуто природу та механізми утворення вібрацій у результаті термогазодинамічних процесів у камері згоряння рідинного ракетного двигуна, а також у газо-ежекторній установці стенду, що імітує вакуум. Ці вібрації впливають на конструктивний ресурс та викликають пошкодження виробу. Виконано аналіз отриманих даних з осьових і поперечних датчиків віброприскорень, встановлених на ключових елементах системи. Визначено інтенсивність і частотний спектр вібраційних впливів, які здатні спричинити пошкодження конструктивних елементів рідинного ракетного двигуна та стенду. У роботі наведено приклади руйнувань, спричинених вібраційними навантаженнями, що підтверджує необхідність розробки ефективних систем віброзахисту. Знайдено аналітичне рішення та запропоновано рекомендаційні методики для зменшення впливу вібрацій, які включають використання демпфувальних матеріалів, оптимізацію конструкції та інтеграцію віброзахисних систем у випробувальний комплекс. Наукова новизна роботи полягає у наступному: - удосконалено методологічний підхід до проєктування випробувального вогняного стенду висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги, шляхом поєднання методів твердотільного моделювання, для отримання вхідних даних процесу та проведення термо-газодинамічних розрахунків з використанням чисельних рішень рівнянь Нав’є-Стокса з граничними умовами, що відповідають обмеженням роботи висотного двигуна та газо-ежекторної установки; - удосконалено традиційний підхід до реалізації елементів випробувальних вогняних стендів висотних рідинних ракетних двигунів, за рахунок впровадження адитивних технологій виробництва, що дозволяє формувати елементи газоповітряного тракту та паливних систем стенду, які є недосяжними для традиційних методів виготовлення, з одночасним зменшенням часу виробництва, вартості та ваги; - вперше розроблено випробувальний вогняний стенд для висотних рідинних ракетних двигунів тягою від 180 Н до 220 Н, в основі якого закладена спільна робота газо-ежекторної установки та двигуна, що забезпечує розрідження робочого середовища на зрізі сопла двигуна на рівні до 3.5 мм. рт. ст. Практичне значення отриманих результатів полягає у наступному: - розроблено практичні рекомендації щодо інженерного створення установки, що створює середовище, яке імітує вакуум, включаючи в себе елементи, що виготовлені адитивними методами; - розроблено модель термогазодинамічних процесів спільної роботи висотного рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки; - розроблено структуру й склад випробувального стенду для проведення вогневих випробувань висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги; - розроблено та експериментально випробувано конструкцію газо-ежекторної установки випробувального стенду, що забезпечує попереднє розрідження робочого об’єму до 40 мм. рт. ст.; - розроблені й практично реалізовані вимірювальні системи контролю технічних параметрів під час проведення вогневих випробувань; - розроблено рекомендаційну методику вібраційного захисту рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки. Основні наукові результати дисертаційної роботи опубліковано у 7 наукових працях, зокрема у 4 наукових статтях, з яких 1 статтю опубліковано у виданні, включеному до переліку наукових фахових видань України з присвоєнням категорії «А», і 3 статті опубліковано у фахових виданнях, включених до переліку наукових фахових видань України з присвоєнням категорії «Б», та у 3 матеріалах наукових конференцій.Документ Відкритий доступ Вплив параметрів компонування навчально-тренувального безпілотного літака на його ефективність(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Конопляніков, Андрій Вікторович; Зінченко, Дмитро МиколайовичМетою роботи являється найбільш ефективна компоновка безпілотного учбово-тренувального літака. У звіті розглянуто процес обтікання тренувального безпілотного літака. Для вирішення даної було оглянуто та проаналізовано наукові дослідження аеродинаміки компонувань тренувальних літаків. У процесі виконання роботи було побудовано розрахункові моделі варіантів компонування тренувального безпілотного літака. На основі проведеної роботи було прийнято варіант компонування тренувального безпілотного літака та було розроблено та виготовлено дослідну модель. Звіт складається з 79 сторінок, 67 рисунків, 6 бібліографічних джерел, 1 додатка.Документ Відкритий доступ Вплив параметрів компонування транспортного планеру на його ефективність(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Канюка, Тетяна Олегівна; Зінченко, Дмитро МиколайовичПояснювальна записка містить 81 сторінок, в тому числі 49 рисунків, 9 таблиць, 18 джерел. Графічна частина виконана на аркушах формату А1, у кількості 5 плакатів. В даному проекті були проаналізовані наукові дослідження аеродинаміки компонування сучасних планерів. Розглянуто та проаналізовано методи визначення аеродинамічних характеристик транспортного планера. Побудовано розрахункові моделі варіантів компонування транспортного планера досліджено їх аеродинамічні характеристики. Після аналізу результатів обчислювального експерименту був обраний остаточний варіант компонування який задовольняє поставлені вимоги. Також було розроблено та виготовлено агрегати дослідної моделі транспортного планера. В даному проекті було створено безпілотний транспортний планер, який буде інтегрований з безпілотним носієм. Проведено аналіз впливу безпілотного літака-носія на аеродинамічні та льотно-технічні характеристики транспортного планера. На основі аналізу виконана оптимізація компонування безпілотного транспортного планера з точки зору реалізації максимального значення Kmax в заданих габаритах із застосуванням простих технологічних рішень.Документ Відкритий доступ Вплив проектних параметрів ракети на її помітність(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Вандьо, Остап Ігорович; Сухов, Віталій ВікторовичНаукова дисертація на тему: «Вплив проектних параметрів крилатої ракети на її помітність», 76 сторінок, 23 рисунки, 41 таблицю, 16 посилань. Актуальність роботи: із розвитком сучасних технологій та науки, а також із змінами до розробок тактик та стратегій ведення бойових дій, стрімкого розвитку набуває ракетне озброєння, в тому числі і крилаті ракети. На даний момент використання дозвукових крилатих ракет вимагає мінімізації її помітності. Для цього інженери користуються великою кількістю технологій та методик, які часто збирають під поняттям стелс-технології. Однак такі зусилля по зменшенню помітності можуть бути знівельованими, якщо супротивник зможе виявити ракети при її запуску. Отже зниження помітності крилатої ракети при її запуску є актуальною задачею, а враховуючи розвиток радіолокаційної техніки дальнього виявлення її актуальність лише зростатиме. Мета роботи: визначення оптимальної траєкторії запуску крилатої ракети та деяких проектних параметрів при заданих масово-габаритних та льотнотехнічних характеристиках. Об’єкт дослідження: помітність крилатої ракети при запуску. Вихідні дані: маса ракети – 500 кг, час запуску маршового двигуна – 15с, діаметр корпусу – 450 мм, довжина корпусу – 5000 мм. Методи дослідження: аналітичний опис аеродинамічних характеристик ракети в першому наближенні, моделювання траєкторій запуску ракети по запропонованій математичній моделі, визначення перевантажень та амплітуди кутів атаки за допомогою розробленою методики їх оцінки, аналіз траєкторій запуску із точки зору можливості їх виконання. Наукова новизна: новизною даного проєкту є те, що у ньому сформовано методику, що дозволяє оцінювати амплітуди коливання кута атаки ракети на некерованих частинах траєкторії польоту. Методика базується на енергетичному підході, тобто на співвідношенні енергії, що надходить і виходить у/з коливноїсистеми (ракети). Такий підхід запропоновано вперше. Він здатен спростити розрахунки такого процесу. Практичне значення отриманих результатів: вибір оптимальної траєкторії запуску крилатих ракет для забезпечення їх мінімальної помітності під час запуску. Апробація результатів дисертації: науково-практична конференція студентів та молодих вчених «Авіа- ракетобудування: Перспективи та напрямки розвитку». Публікація: підготовано статтю по темі оцінки перевантаження та амплітуди кутів атаки під дією гравітаційного поля для некерованої ділянки польоту ракети.Документ Відкритий доступ Вплив теплових процесів на проектні параметри літального апарату(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Казмерчук, Богдан Олегович; Сухов, Віталій ВікторовичМагістерська дисертація: «Вплив теплових процесів на проектні параметри літального апарата», 89 сторінок, 84 рисунків, 21 таблиць, 26 посилань. Актуальність роботи: на даний момент у світі та в Україні досить стрімко розвивається ракетно - космічна галузь та ведуться роботи зі створення гіперзвукових літальних апаратів. Саме при вирішенні задач проектування приведених вище типів ЛА постає проблема аеродинамічного нагріву, а тому існує потреба в уточнених методиках, які при реалізації на мовах програмування, дозволяють за значно коротші проміжки часу, аніж чисельне моделювання, провести розрахунки для великої кількості варіантів конструкції літальних апаратів, задля визначення оптимального варіанту. Отже, актуальність вирішення даних задач з часом лише зростає. Мета роботи: визначення ступені нагріву елементів конструкції літального апарата та її залежність від проектних параметрів. Об’єкт дослідження: елементи конструкції ракети, зокрема її носова частина та аеродинамічні поверхні, як найбільш теплонапружені елементи. Вихідні дані: максимальна висота польоту – 50000м, максимальна швидкість польоту – 1500 м/с, матеріал обшивки – Д16Т. Методи дослідження: розрахункове визначення за допомогою створеного програмного забезпечення ступені нагріву ракети, вибір оптимальних рішень з урахуванням теплових процесів та оцінка впливу аеродинамічного нагріву на власні частоти виробу. Наукова новизна: новизною даного проекту є те, що в ньому сформовано уточнену методику розрахунку аеродинамічного нагріву ЛА, на їїоснові створено та верифіковано алгоритм розрахунку аеродинамічного нагріву, який дозволяє враховувати абляцію, і він реалізований мовою програмування C#. Практичне значення отриманих результатів: розрахунок нагріву варіантів конструкції з різними варіантами теплозахисних покриттів на ранніх етапах проектування літальних апаратів із задовільною точністю. Апробація результатів дисертації: науково – практична конференція студентів та молодих вчених «Авіа – ракетобудування: Перспективи та напрямки розвитку». Публікація: за результатами роботи підготовлено статтю.Документ Відкритий доступ Двомісний літак(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Ковальова, Ірина Василівна; Бондаренко, Олександр МиколайовичТема індивідуального завдання – «Двомісний літак». Було проведено огляд та аналіз наукових досліджень будови літальних апаратів даного типу. Обрано базовий варіант. Створено оптимізаційну модель і виконано розрахунок аеродинамічних характеристик, а також розрахунок міцності та ресурсу. За прототип взято літак А-20. Магістерська дисертація складається з п’яти частин: В першому розділі студент виконав глибокий інформаційний пошук та огляд наукових робіт, що присвячені авіаційному матеріалознавству та конструкції легких літаків. В другому розділі описується процес моделювання майстер геометрії. В третьому розділі детально описана методика визначення аеродинамічних характеристик обраної конструкції. В четвертому розділі проведено розрахунок ресурсу конструкції. В п'ятому розділі проведено маркетингове дослідження можливості запуску стартап-проекту. Під час проектування та моделювання студентом використовувалось тривимірне моделювання в системах CAD CAM, метод кінцевих елементів, інформаційно-комунікаційні технології, математичне моделювання. комп’ютерне моделювання, сучасне програмне забезпечення, а саме: програми Microsoft Office, Creo Parametric, Matlab, Autodesk_Simulation_CFD_2015Документ Відкритий доступ Деталі машин та основи конструювання. Робоча програма навчальної дисципліни (Силабус)(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2023) Лук'янов, Петро ВолодимировичДокумент Відкритий доступ Дослідження балансувальних втрат літального апарата схеми «тандем»(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Білоус, Ілля Ігорович; Кабанячий, Володимир ВолодимировичПояснювальна записка до магістерської дисертації «Дослідження балансувальних втрат літального апарата схеми «тандем»» містить 83 сторінки тексту, 51 ілюстрацію та 14 бібліографічних посилань. Метою роботи є дослідження балансувальних втрат літального апарата схеми «тандем» на основі оцінки ефективності його органів керування. Проведено огляд аналогів літальних апаратів аеродинамічної схеми «тандем» та визначено її переваги і недоліки. Виконано розрахунок аеродинамічних характеристик літального апарата «А-8» схеми «тандем» при певних відхилення руля висоти, який розташовано на передньому крилі, за допомогою програмного забезпечення XFLR5. Порівняно результати розрахунку із результатами експерименту в аеродинамічній трубі. Проаналізовано величину ступеня поздовжньої стійкості літака та вплив відхилення руля висоти вниз і вгору на коефіцієнт підіймальної сили та коефіцієнт моменту тангажа при кутах атаки в експлуатаційному діапазоні (2° та 6°). Кількісно визначено вплив інтерференції крил на ефективність рулів висоти. Розраховано балансувальні втрати для горизонтального польоту при максимальній аеродинамічній якості. Надано рекомендації щодо доцільності використання загалом програмного забезпечення XFLR5 та зокрема конкретних математичних моделей при оцінці ефективності рулів висоти, розташованих на передньому крилі літального апарата схеми «тандем».Документ Відкритий доступ Діагностика та неруйнівний контроль елементів літальних апаратів. Неруйнівний контроль : лабораторний практикум(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2025) Казакевич, Михайло ЛеонідовичЗапропоновано розроблені автором лабораторні роботи для виконання в Навчально-науковому Інституті аерокосмічних технологій КПІ ім. Ігоря Сікорського. Навчальний посібник містить також теоретичні відомості, які дозволять студентам здобути систематизовані знання та оволодіти вмінням аналізувати сучасні методи і технології неруйнівного контролю. Навчальний посібник надає студентам уявлення про необхідність врахування особливостей пошкоджень і дефектів елементів літальних апаратів для коригування подальшого конструювання та подовження строку безаварійної експлуатації авіатехніки.Документ Відкритий доступ Експериментальний літак з арковим крилом(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Нечас, Дмитро Віталійович; Зінченко, Дмитро МиколайовичМагістерська дисертація: “Експериментальний літак з арковим крилом”, 113 сторінок, 71 рисунків, таблиць 12, посилань 28. Актуальність: досліджень визначається потребою в удосконаленні експлуатаційних характеристик транспортних засобів, більш ефективному вирішенні основного транспортного завдання за допомогою літальних апаратів (ЛА). Мета досліджень: Мета роботи полягає в збільшенні максимальних несучих властивостей ЛА шляхом дослідження форми крил малого подовження, обтічних струменів повітряного гвинта. Для досягнення поставленої мети вирішуються дисертаційні дослідження, які передбачують визначення залежностей аеродинамічних характеристик несучої поверхні малого подовження від спільного впливу на досліджувану поверхню приєднаних вихорів, струменів працюючого гвинта, тунельного ефекту. Для вирішення дисертаційної задачі необхідно вирішити такі завдання: - Визначити залежність аеродинамічних характеристик аркового крила, при спільному впливі на досліджувану поверхню приєднаних вихорів, струменів працюючого гвинта, тунельного ефекту; - Виконати оцінку прийнятності методів обчислювальної аеродинаміки для моделювання обтікання поверхні БПЛА із арковим крилом, визначено особливості створення розрахункових моделей для розглянутих чисельних методів; Об'єкт дослідження - літак з арковим крило. Вхідні данні: висота польоту – до 4200м, довжина літака: 7,31 м, висота літака: 2,5 м, нормальна підйомна масса: 820 кг, максимальна підйомна масса: 900 кг, максимальная швидкість: 225 км/ч, дальность польоту: 530 км, довжина розбігу: 70 м. Методи дослідження - метод кінцевих елементів, розв'язання системи рівнянь Нав'є-Стокса, панельно-вихровий метод симетричних особливостей, методи статистичного аналізу.Документ Відкритий доступ Електроніка і основи схемотехніки. Лабораторний практикум. Навчальний посібник(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2024) Бобков, Юрій ВолодимировичНавчальний посібник призначений для забезпечення лабораторних занять з дисципліни «Електроніка і основи схемотехніки», що належить до нормативних навчальних дисциплін циклу загальної підготовки для здобувачів ступеня бакалавра спеціальності 173 «Авіоніка», за освітньою програмою «Системи керування літальними апаратами та комплексами». Основними завданнями лабораторного практикуму є закріплення знань, отриманих при вивченні теоретичного курсу, та отримання практичних умінь та досвіду з проєктування та дослідження схем аналогової, імпульсної та цифрової електроніки із застосуванням програми схемотехнічного моделювання Multisim. Матеріали посібника можуть бути корисними здобувачам інших спеціальностей, а також фахівцям, що цікавляться застосуванням середовища Multisim в інженерному проєктуванні засобів електроніки.