Кафедра космічної інженерії (ККІ)
Постійне посилання на фонд
Переглянути
Перегляд Кафедра космічної інженерії (ККІ) за Назва
Зараз показуємо 1 - 8 з 8
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 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 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 анізотропії FDM-друку на міцність пропелерів БпЛА(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2025) Цимбалістов, Ярослав Олегович; Архипов, Олександр ГенадійовичДисертація присвячена дослідженню впливу анізотропії механічних властивостей 3D-друкованих композитних матеріалів на міцність та працездатність пропелерів безпілотних літальних апаратів. У роботі детально розглянуто технологію пошарового наплавлення FDM, яка набуває все більшого поширення для виробництва деталей малих БПЛА завдяки своїй економічності та швидкості прототипування. Для дослідження цієї проблеми створено параметричну модель пропелера в програмному середовищі SolidWorks з можливістю швидкої зміни геометрії лопасті через варіювання довжин хорд та кутів установки профілю. Проведено CFD-аналіз в ANSYS Fluent для визначення аеродинамічних характеристик та багатоцільову оптимізацію з використанням поверхні відгуку. Структурний аналіз методом скінченних елементів в ANSYS Mechanical з урахуванням ортотропних властивостей PLA-матеріалу виявив критичний вплив орієнтації друку на запас міцності пропелера. Обсяг пояснювальної записки: пояснювальна записка містить 127 сторінок текстової інформації, 45 таблиць, 68 ілюстрацій та 24 бібліографічних посилань.Документ Відкритий доступ Гібридне флюїдно-кінетичне моделювання аномального транспорту частинок у двигунах Холла(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2025) Набільський, Констянтин Юрійович; Гришанова, Ірина АркадіївнаПояснювальна записка до магістерської дисертації на тему «Гібридне флюїднокінетичне моделювання аномального транспорту частинок у двигунах Холла» містить 130 сторінок, 16 рисунків, 4 таблиці, 66 використаних джерел та 4 додатки. Метою магістерської дисертації є розробка та верифікація чисельної моделі електричного ракетного двигуна на ефекті Холла, що дозволяє кількісно оцінити вплив аномального транспорту електронів на профіль ерозії стінок розрядного каналу та прогнозований ресурс двигуна. У роботі проведено аналіз фізичних механізмів, що визначають аномальний транспорт електронів у плазмі SPT-100, а також їх вплив на розподіл електромагнітних полів та параметрів плазми у розрядному каналі. Виконано чисельне моделювання у середовищі COMSOL Multiphysics 6.4, яке включало розрахунок магнітостатичних та електростатичних полів, трасування заряджених частинок методом Монте-Карло та моделювання ерозії стінок на основі емпіричних моделей розпилення Ямамури. На основі моделювання визначено кількісний зв’язок між рівнем аномальної рухливості електронів та швидкістю ерозії діелектричних стінок із матеріалу BN–SiO₂. Показано, що збільшення аномального транспорту від класичного до рівня бомівської дифузії змінює максимальну швидкість ерозії від 120 до 310 мкм/рік та скорочує прогнозований ресурс двигуна з 2000 до 1200 годин. У ході роботи також розроблено методологію швидкої оцінки ресурсу двигунів Холла на етапі проектування без необхідності проведення тривалих натурних випробувань. Отримані результати мають практичне значення для оптимізації конструкції двигунів за рахунок вибору матеріалів стінок, товщини керамічних покриттів та конфігурації магнітної системи. Методологія може бути застосована в межах стартап-проєкту PlasmaPredict - SaaS-платформи для інженерного аналізу ерозії електричних рушіїв.Документ Відкритий доступ Нестаціонарні аеродинамічні характеристики крила із активованим закрилком(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2022) Чень Чже; Зінченко, Дмитро МиколайовичМагістерська дисертація: "Нестаціонарні аеродинамічні характеристики крила із активованим закрилком", 127 сторінок, 80 рисунків, 8 таблиць, 97 посилань. Актуальність: Щілинні закрилки підводять енергію зовнішнього потоку в прикордонний шар, роблячи його стійкішим до зриву, що дозволяє збільшити несучі здібності крила, покращити злітно-посадкові характеристики літального апарату (ЛА), збільшити критичний кут атаки, що позитивно впливає на безпеку польоту. Мета роботи: Мета роботи полягає у підвищені достовірності розрахунку аеродинамічних характеристик крила із встановленими щілинними закрилками за допомогою обліку ефектів аеродинамічної нестаціонарності. Для досягнення поставленої мети вирішується наукове завдання, що передбачає визначення залежностей аеродинамічних характеристик крила з щілинними закрилками від параметрів нестаціонарного обтікання. Об’єкт дослідження: Обтікання крила із щілинними закрилками нестаціонарним потоком. Предмет дослідження: Нестаціонарні аеродинамічні характеристики крила із щілинними закрилками. Методи дослідження: Фізичне моделювання в аеродинамічній трубі, метод вимушених кутових коливань, метод дренажних досліджень, методи статистичного аналізу. Наукова новизна одержаних результатів: - Вперше отримані епюри миттєвого розподілу тиску для крила з встановленими щілинними закрилками, що виконує коливальні рухи з різними частотами. - Вперше визначено залежності аеродинамічних коефіцієнтів крила із щілинними закрилками від параметрів нестаціонарного обтікання – чисел Рейнольдса та Струхаля. - Вперше побудовано регресійну модель нестаціонарних аеродинамічних характеристик крила зі щілинними закрилками. Практичне значення одержаних результатів: Отримані залежності аеродинамічних коефіцієнтів крила із щілинними закрилками від параметрів нестаціонарного обтікання можуть використовуватися при розрахунках аеродинамічних навантажень на конструкцію планера літальних апаратів. Запропоновані методики досліджень нестаціонарних аеродинамічних характеристик можуть використовуватися при дослідженні характеристик крил, гвинтів гелікоптерів, гребних гвинтів суден, лопатей вітродвигунів та інших аеродинамічних несучих поверхонь, які працюють на нестаціонарних режимах. Крім того, результати дисертаційної роботи можуть застосовуватися під час проектування перспективних повітряних суден та впроваджено у навчальний процес вивчення дисципліни «Аеродинаміка».Документ Відкритий доступ Оптимізація силових і масових характеристик композиційних панелей літальних апаратів(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2022) Шийка, Вікторія Іванівна; Архипов, Олександр ГеннадійовичПояснювальна записка магістерської дисертації з темою: «Оптимізація силових і масових характеристик композиційних панелей літальних апаратів» містить 88 аркушів, 23 рисунки, 37 таблиць та 17 літературних джерел. Метою проекту є розрахунок різних конфігурацій волокон композиційного матеріалу та їх оптимізація. За допомогою теоретичних методів розрахунку, були знайдені навантаження при ортогональному, симетричному, ортогональному і перехресному розміщенні шарів, а також для панелей з підкріпленням. Розрахункові волокна композитних матеріалів: борні, вуглецеві та скловолокна. В дипломному проекті відбувся аналіз розрахованих композиційних панелей та рекомендації щодо їх використання в конструкціях.Документ Відкритий доступ Сферичний газовий балон орбітальної станції і газопровідна арматура(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2023) Дудка, Еліна Анатоліївна; Архипов, Олександр ГеннадійовичПояснювальна записка до ДП «Сферичний газовий балон орбітальної станції і газопровідна арматура» містить 87 сторінки тексту, 8 ілюстрацій та 17 бібліографічних посилань. Мета проєкту – проєктування та розрахунок на міцність сферичного газового балону, виготовлено з композитного матеріалу, а саме вуглепластику. В результаті виконано огляд сучасних композиційних матеріалів та їх перспективи в майбутньому, з урахуванням різних видів армуючих матеріалів та матриць. Досліджено різноманітні типи посудин тиску та їх переваги, а також проаналізовані використання композитних матеріалів для таких посудин та переваги їх експлуатації. Проведено проєктувальний розрахунок сферичного газового балона з композиційного матеріалу. Визначено напруження, які діють в конструкції. На основі проведених розрахунків визначено кількість шарів композиційного матеріалу та їх орієнтацію. Запропоновано технологію намотування сферичної посудини тиску та методи контролю якості закінченого виробу. В роботі використані сучасні методики розрахунку конструкцій з композитних матеріалів і методи комп'ютерного моделювання. Результати роботи можуть бути використані при розробці проєктної документації до виготовлення сферичних газових балонів з композиційних матеріалів.