Магістерські роботи (АРБ)
Постійне посилання зібрання
У зібранні розміщено магістерські дисертації на здобуття ступеня магістра.
Переглянути
Нові надходження
Документ Відкритий доступ Програмний комплекс для розрахунку аеродинамічних характеристик літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Смаглій, Антон Сергійович; Бондаренко, Олександр МиколайовичАктуальність роботи. Розрахунок аеродинамічних характеристик літака є дуже важливою частиною проектування літаку. Літальні апарати та програмне забезпечення для розрахунку аеродинамічних характеристик щороку стають більш популярні, оскільки попит на літаки росте. Актуальність роботи полягає в прискоренні розрахунку аеродинамічних характеристик літальних апаратів та підвищенні їх точності. Мета і завдання дослідження. Мета дослідження - розробка програмного інтерфейсу, який реалізує метод визначення аеродинамічних характеристик ЛА. Комплекс зорієнтований на розрахунок параметрів легких літальних апаратів. Для досягнення мети було вирішено наступні задачі. Було проаналізовано сучасні методи визначення аеродинамічних характеристик літальних апаратів. Розглянуто метод вихорів, метод кінцевих елементів, теоретичні можливості розрахунку із використанням рівняння рівняння Бернуллі та формули Жуковського, а також експериментальний метод перебудови поляр. Обраний був останній метод. Об’єкт дослідження – методи розрахунку аеродинамічних характеристик, такі як: - Метод кінцевих елементів, - Метод дискретних вихорів, - Рівняння Бернуллі, т.д. Методи дослідження – аналіз отриманих результатів в сфері розрахунку аеродинамічних характеристик, порівняння переваг та недоліків програми. Наукова новизна отриманих результатів. Створено вузьконаправлений програмний комплекс, який не містить лишніх деталей та функцій. Практичне значення одержаних результатів. Запропоновано використовувати розроблений програмний комплекс, що дає змогу більш точно та швидше знаходити аеродинамічні характеристики літальних апаратів.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 Рідинний реактивний двигун(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Пус, Кирило Павлович; Архипов, Олександр ГеннадійовичМетою роботи є отримання практичних навичок проєктування рідинного ракетного двигуна традиційної конструкції. Важливим етапом є дослідження впливу проєктних параметрів на ефективність двигуна зокрема величину питомого імпульсу та відносну масу конструкції. Етапами роботи є огляд аналогів, створення принципової схеми двигуна, визначення базових проєктних параметрів, визначення технології виробництва елементів конструкції, розрахунок сопла і камери згоряння, розрахунок системи охолодження, розрахунок системи подачі компонентів палива, створення креслення двигуна загального виду Звіт складається з 99 сторінок, 21 рисунків, 4 бібліографічних джерел, 5 додатків.Документ Відкритий доступ Інтегральне компонування крила і підкосу літака загального призначення(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Рогуцький, Ілля Олегович; Зінченко, Дмитро МиколайовичМетою роботи Інтегральне компонування крила і підкосу літака загального призначення є дослідження взаємодії крила та підкосу літака загального призначення. У звіті розглянуто дослідження конструктивних особливостей та аеродинамічних характеристик концепції застосування підкосу у компонуванні крила літака загального призначення. На основі існуючого літака вітчизняного виробництва Дельфін проведено дослідження впливів конструкції варіантів підкосу, проведено дослідження та вибір задовольняючого вимоги до критеріїв максимальної дальності та якості крила, із яким вивчено вплив взаємозв’язку обраної конструкції підкоса. Результатом виконання аналітичної роботи стає побудова вихрової пелени від запропонованої моделі літака із встановленим у конструкцію досліджуваним крилом та підкосом. Завершується магістерська дисертація розробкою стартап-проекту з урахуванням усіх можливих ризиків. Дисертація включає в себе 98 сторінок, 61 малюнок, 17 бібліографічних джерел, 14 таблиць.Документ Відкритий доступ Методика вибору параметрів літального апарату з сонячними елементами(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Мороз, Валентин Володимирович; Сухов, Віталій ВікторовичМагістерська дисертація: "Методика вибору параметрів літального апарату з сонячними елементами", 85 сторінок, 32 рисунок, 11 таблиць, 28 посилань. Актуальність: Зменшення ціни години польоту залишається одним з пріоритетних завдань конструкторів сучасності. Оптимізація конструкції, аеродинаміки не дозволяє отримати суттєву перевагу і збільшити час перебування у повітрі. Для таких видів завдань як тривалий моніторинг земної поверхні в цивільних і військових цілях, ретрансляція зв'язку, контроль навколишнього середовища тощо потрібен інший підхід в проектуванні авіаційної техніки. Пропонується використання сонячних елементів живлення. Мета роботи: Визначити особливості ЛА на СЕ та розробити методику побудови такого БЛА. Об’єкт дослідження: Літальний апарат на сонячних елементах. Вихідні дані: Час польоту: 5 год, висота польоту: 300м, розмах: 1.5м, швидкість: 10 м/с, тип сонячних елементів: монокристалічні, розміри сонячних елементів:156х156 мм. Методи дослідження: аналіз літератури, аналіз вже наявних моделей та розробок, результатів їх експериментів. Розгляд геометричних параметрів ЛА з умови використання сонячної енергії, розташування сонячних елементів на поверхні крила. Наукова новизна одержаних результатів: проведено проектувальний розрахунок енергетичних характеристики БпЛА, встановлено залежність необхідної площі СЕ від умов навколишнього середовища (зокрема освітленості), маси ЛА, швидкості горизонтального польоту; проведено аеродинамічний розрахунок ЛА: знайдено розміри рульових поверхонь, з умови забезпечення необхідної керованості ЛА, визначені геометричнірозміри елементів хвостового оперення, підраховані плечі стабілізатора та кіля. Практичне значення одержаних результатів: Для моніторингу невеликої території не потрібні камери високої якості, які дорогі та часто багато важать. Оскільки для отримання чіткого зображення можна зайняти невелику висоту, але при цьому буде потрібно більше пролетіти, щоб охопити задану площу. У випадку ЛА на СЕ це не буде проблемою, так як постачальником енергії є саме Сонце. За таких умов доцільно створювати БПЛА категорії «міні» - тобто вагою до 2 кг та висота польоту яких не перевищує 300 м. Їхня вартість буде найменшою, а виготовлення, експлуатація – найпростішими. Такі ЛА підходять для використання у військових цілях. Єдиним недоліком буде можливість візуального виявлення через малу висоту польоту. Зате в цивільних цілях обмеження по висоті не має великого значення. А всі зазначені переваги зможуть привабити навіть незаможних аграріїв. можливості переобладнання вже існуючих ЛА на сонячну енергію. Конференції: участь у науково-практичній конференції «Авіаракетобудування: перспективи та напрямки розвитку».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 Застосування сучасних складальних і технологічних баз під час виготовлення відсіків літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Герасименко, Олексій Ігоревич; Сухов, Віталій ВікторовичМагістерська дисертація: «Застосування сучасних складальних і технологічних баз під час виготовлення відсіків літака», 85 сторінок, 32 малюнка, більше 20-ти таблиць, 19 посилань. Актуальність: застосування сучасних способів базування дозволить знизити трудомісткість складання та затрати на технологічну підготовку виробництва. Мета роботи: розглянути застосування сучасних складальних і технологічних баз під час виготовлення відсіків літака. Об’єкт дослідження: відсіки фюзеляжу Ф-2 літака Ан-140 Вихідні дані: - максимальний діаметр відсіку – 2600 мм; - точність по стикам – ±0,1мм; - точність складання по контуру – ±1 мм; - відсік-аналог – відсік Ф-2 фюзеляжу Ан-140-100; - пріоритетні складальні бази – отвори. Методи дослідження: аналіз публікацій, щодо стану складального виробництва і виділення основних тенденцій його розвитку; аналіз публікацій присвячених базам (складальним і технологічним) і формування адаптивних понять складальних і технологічних баз; аналіз особливостей конструкцій із композиційних матеріалів, на основі яких виділяються методи складання (складальні бази) які доцільно застосовувати; вибір обладнання для призначення обраних складальних баз і складання конструкцій з композиційних матеріалів; аналіз сучасних складальних і технологічних баз, які застосовуються для виготовлення відсіків літаків; запропоноване сучасне обладнання для базування складових частин відсіків, а саме, лазерні трекери, інтерферометри, далекоміри; була розроблена схема складання і ув’язки відсіку, в якій замість традиційних креслень використовуються електронні моделі і сучасне обладнання; розробка технології складання відсікуфюзеляжу з використанням в якості складальних баз лише отворів, а саме складальних і базових; розробка стартап–проекту для визначення можливості ринкової комерціалізації розробленої технології складання відсіку фюзеляжу літака. Наукова новизна одержаних результатів: 1. Описано сучасні складальні та технологічні бази, що використовуються при виготовленні відсіків. 2. Описано вплив конструкцій з композиційних матеріалів на застосування баз і вибір обладнання для складання. Практичне значення одержаних результатів: використання в якості складальних баз складальних і базових отворів при складанні відсіків літаків дозволить зменшити трудомісткість, за рахунок зменшення ручної праці механізованим інструментом, а також витрати на складальне пристосування за рахунок спрощення його конструкції. Апробація результатів дисертації: науково-практична конференція студентів та молодих вчених «Авіа – ракетобудування: Перспективи та напрямки розвитку». Публікація: Фахове видання.Документ Відкритий доступ Забезпечення виробничої технологічності стиків агрегатів літаків(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Ломанов, Олександр Костянтинович; Сухов, Віталій ВікторовичМагістерська дисертація: "Забезпечення виробничої технологічності стиків агрегатів літаків", 79 сторінок, 25 рисунків, 19 таблиць, 17 посилань. Актуальність: з'являється можливість значного підвищення технологічності стикувальних робіт під час кінцевого складання планера літака, зменшення ручної праці за рахунок автоматизації процесів та збільшення програми випуску літаків. Мета роботи: удосконалення технології складання та стикування агрегатів літака. Об’єкт дослідження: Стики відсіків агрегатів. Вихідні дані: 1. Відхилення контуру агрегату від теоретичного – 0,5…0,8 мм. Рівень взаємозамінності стику – неповний. 2. Можливість автоматизації стикувальних робіт – передбачити. 3. Літак-аналог – Ан-148-100. 4. Рівень виробничої технологічності – не менше 85%. Методи дослідження: порівняльний аналіз технології стикування вітчизняного авіабудування та сучасного; впровадження технології «безстапельного стикування» на підприємство вітчизняного авіабудування; розробка оновленої методології оцінювання технологічності авіаційних конструкцій, зокрема зон стиків агрегатів з урахуванням ряда нормативних документів; пропозиції щодо впровадження CAD/CAM/CAE-систем, як контролю точності; заміна вітчизняних засобів технологічного оснащення на сучасні. Наукова новизна одержаних результатів: підвищення рівня технологічності агрегатів планеру літака за рахунок розробки сучасної методології розрахунку кількісних та якісних критеріїв технологічності авіаційних конструкцій.Практичне значення одержаних результатів: підвищення технологічності стиків агрегатів літака; здешевлення технології складання за рахунок автоматизації; значне зменшення часу складання одиниці продукції; зниження ваги та підвищення технологічності з’єднань за рахунок новітніх кріпильних елементів. Апробація результатів дисертації: науково-практична конференція студентів та молодих вчених "Авіа-ракетобудування: Перспективи та напрямки розвитку".Документ Відкритий доступ Катапультне крісло пілота літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Загідько, Сергій Валерійович; Бондар, Юрій ІвановичМагістерська дисертація: "Катапультне крісло пілота літака", 153 сторінки, 42 рисунків, 36 таблиць, 18 посилань. Актуальність: крісло-катапульта — це рятувальна система для швидкої евакуації екіпажу, переважно військового літака, гвинтокрила у випадку аварійної ситуації. Евакуація здійснюється за рахунок відстрілювання (катапультування) крісла разом з пілотом з літального апарату за допомогою стисненого повітря, порохового заряду, ракетної системи, після чого крісло автоматично відкидається та пілот приземляється на парашуті. У деяких типів літаків катапультуються аварійно-рятувальні капсули та кабіни, разом з розміщеними у них пілотами. Катапультне крісло забезпечує порятунок члена екіпажу в широкому діапазоні швидкостей і висот польоту літака, включаючи зліт, після посадочний пробіг, режим нульової висоти і швидкості, і застосовується в поєднанні із захисним обладнанням. Катапультування починається при витягуванні поручнів і забезпечується роботою системи управління катапультуванням і механізмів блокування. Кисневе забезпечення члена екіпажу від бортового кисневого обладнання в польоті до аварійного запасу під час катапультування виробляється кисневою системою крісла, що складається з об'єднаного роз'єму комунікацій, блоку кисневого устаткування з аварійним запасом кисню. Мета роботи: розрахунок траєкторії руху крісла катапульти, визначення основних навантажень діючих на крісло і конструювання блоку роз'єднання зв'язків з бортом літака крісла-катапульти літака винищувача. Об’єкт дослідження: Катапультне крісло пілота літака. Вихідні дані: Висота катапультування - 100 м.; Швидкість польоту 720 км/год.; Швидкість катапультування Vк = 20м/с.; Вага пілота та крісла Gо = 180 кг.; Направляючі крісла розташовані під кутом a = 70. Методи дослідження: розрахунок параметрів процесу катапультування проведено за теорією імпульсу; використані керівництва для конструкторів по проектуванню авіаційних засобів порятунку та розрахунку парашутного обладнання; аеродинамічні розрахунки виконано панельним методом безвідривного обтікання. Наукова новизна одержаних результатів: проведено аналіз сучасних існуючих засобів забезпечення порятунку екіпажу під час виникнення аварійної ситуації; проведені параметричні розрахунки обраного прототипу, розрахована і проаналізована траєкторія руху крісла під час катапультування; проаналізовано етапи спрацьовування систем крісла; розраховані навантаження які діють на крісло; проведено розрахунок парашута і визначені навантаження які діють на купол; запропоновано принципово новий блок роз'єднання зв'язків крісла-катапульти з бортом літака Практичне значення одержаних результатів: виконано аналіз та розрахунок конструктивних особливостей катапультного крісла КМ-1, що встановлюється на літаки: Міг-21, Міг-23, Міг-25, Міг-27. Згідно завдання на роботу розроблена конструкція блоку роз'єднання зв'язків з бортом літака крісла-катапульти літака винищувача. Апробація результатів дисертації: науково-практична конференція студентів та молодих вчених "Авіа-ракетобудування: Перспективи та напрямки розвитку". Впровадження: результати наукових досліджень впроваджені у наукову базу знань та інформації інвестиційної компанії «Боміс», що підтверджено відповідним актом.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 Фюзеляж пасажирського літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Вихор, Артем Сергійович; Сухов, Віталій ВікторовичМагістерська дисертація: "Фюзеляж пасажирського літака", 99 сторінок, 62 рисунка, 14 таблиць, 18 посилань. Актуальність: впровадження прогресивних технологічних процесів змінило методологію технологічної підготовки виробництва і призвело до необхідності технічного переозброєння виробництва. На жаль, на вітчизняних підприємствах досі використовуються застарілі технології, тому, виходячи з цього фактору, було прийнято рішення запровадити технологію безстапельного складання. Мета роботи: розробка та впровадження сучасної технології безстапельного складання фюзеляжів пасажирських літаків. Об’єкт дослідження: Фюзеляж пасажирського літака. Вихідні дані: Відхилення відсіків по контуру – 0,1 мм, відхилення фактичної будівельної вісі від теоретичної – 0,05 мм, зміщення контурів відсіків по стику – до 0,5 мм, очікуване зменшення трудомісткості стикувальних робіт – 30%, очікуване зменшення циклу виробництва – 30-40 %. Методи дослідження: Огляд існуючих технологій складання агрегатів літаків (фюзеляжів) та їх порівняльний аналіз, пошук і аналіз технологій «безстапельного складання» сучасних авіаційних конструкцій, розробка схеми складання і ув’язки, підбір засобів технологічного оснащення для впровадження нової технології складання фюзеляжу з використанням цифрових моделей деталей, вибір і обґрунтування концепції стикувального оснащення для складання фюзеляжу, розробка нової технології складання фюзеляжу. Практичне значення одержаних результатів: використання розробленої технології з застосуванням автоматизованого обладнання для складання фюзеляжу вітчизняного літака Ан-148 на потужностях державних авіаційних виробничих підприємств.Апробація результатів дисертації: науково-практична конференція студентів та молодих вчених "Авіа-ракетобудування: Перспективи та напрямки розвитку".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 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 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 Система стабілізації мікросупутника з тангажним двигуном(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Павлова, Вікторія Віталіївна; Рижков, Лев МихайловичПояснювальна записка до ДП «Система стабілізації мікросупутника з тангажним двигуном» містить 111 сторінки тексту, 52 ілюстрації, та 23 таблиці. Актуальність досліджень обумовлена необхідністю розробки простих, достатньо точних пасивних систем стабілізації мікросупутників. Мета даної роботи – дослідити та обґрунтувати доцільність використання системи стабілізації мікросупутника з тангажним двигуном. Перелік питань, які необхідно розробити: 1) Аналіз сучасних способів стабілізації мікросупутника в орбітальній системі координат 2) Виявлення проблемних питань та нерозв’язаних задач 3) Розробка системи стабілізації мікросупутника в орбітальній системі координат 4) Дослідження динаміки мікросупутника з тангажним двигуном Об’єкт дослідження - система стабілізації мікросупутника з тангажним двигуном. Предмет дослідження - структура, параметри та особливості роботи системи стабілізації мікросупутника з тангажним двигуном Методи дослідження – у даній роботі проводилося аналітичне дослідження зовнішніх збурюючи моментів які діють на супутник. Також проводилось дослідження руху мікросупутника навколо центра мас, а саме їх аналітичне дослідження та моделювання руху у системі MATLAB Simulink. Також проводилось моделювання впливу запуску тангажного двигуна-маховика на орієнтацію мікросупутника. Отримані у дисертації результати можна віднести до категорії науково нових через новизну описаного методи, який не був використаний чи описаний в інших роботах. Різниця між даним методом та методами, які були використані раніше полягає у тому, що: в даному випадку для стабілізації по трьом вісям використовується тільки один керуючий орган, а не три, як це було в попередніх.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 Реактивний транспортний контейнер(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Похилько, Борис Сергійович; Зінченко, Дмитро МиколайовичПояснювальна записка містить 108 сторінок, в тому числі 61 рисунків, 9 таблиць, 15 джерел. Графічна частина виконана на аркушах формату А1. В дисертаційному дослідженні запропонована концепція реактивного транспортного контейнеру, що забезпечує активацію корисного навантаження у вигляді безпілотного літака на безпечній відстані від персоналу, який забезпечує експлуатацію безпілотного комплексу. В дисертаційному дослідженні було розглянуто основні результати наукових досліджень за напрямком проектування ракетних комплексів із дозвуковою швидкістю польоту. Визначено вплив параметрів компонування контейнеру на аеродинамічні характеристики. З використанням методів обчислюваної аеродинаміки виконано моделювання обтікання поверхні реактивного транспортного контейнеру, визначений момент розкриття контейнеру MOPEN та швидкість балансування VБАЛ. За допомогою наявного програмного забезпечення виконано моделювання роботи твердопаливного прискорювача, визначений загальний імпульс IJETта його тривалість в часі. Виконане робоче проектування агрегатів системи керування реактивного транспортного контейнеру шляхом відхилення реактивного струменю. В процесі дослідження використовувалося комп'ютерне моделювання, сучасне програмне забезпечення, а саме: програми Microsoft Office, КОМПАС-3D- V18.1, PANSYM, OriginPro 7, CorelDRAW.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 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 Панель крила літака із композиційних матеріалів(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020) Живіцький, Максим Віталійович; Сухов, Віталій ВікторовичАктуальність теми. Принципове значення заміни традиційних конструкційних матеріалів на багатошарові композиційні матеріали полягає в тому, що замість металів із однаковими у всіх напрямках властивостями, з’являється можливість використання нових матеріалів із властивостями, що відрізняються залежно від орієнтації наповнювача. Незважаючи на високі фізично-механічні показники багатошарових композиційних матеріалів, використання їх в машинобудуванні, особливо в авіабудуванні, вимагає врахування притаманних їм специфічних особливостей, як-от ймовірність присутності прихованих дефектів у вигляді порушення цілісності матеріалу по поверхням розділу окремих шарів. Достовірно оцінити несучу здатність елементів конструкцій, що мають технологічні дефекти, можна тільки розрахунково-експериментальним шляхом. Таким чином, розробка методів оцінки міцності композиційних матеріалів, математичних моделей деформації й міжшарового руйнування, розвиток методів експериментального дослідження деформаційних і міцнісних властивостей конструкційних композиційних матеріалів, оцінка небезпеки технологічних і експлуатаційних дефектів, що виникають в елементах конструкцій, можливість їх локального зміцнення можна вважати надзвичайно важливими і актуальними завданнями. В роботі проведено розрахунок панелі крила з композиційних матеріалів із різними властивостями та обрано оптимальний варіант. Зв’язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Робота пов’язана з науковими програмами, планами та темами, що розробляються на кафедрі. Мета та завдання дослідження. Метою роботи є розрахунок панелі крила з композиційних матеріалів із різними властивостями й вибір оптимального варіанту. Для реалізації поставленої мети, необхідно вирішити наступні завдання:1. Провести порівняльний аналіз механічних властивостей різних полімерних композиційних матеріалів, що забезпечують можливість створення конструкції із заданими вимогами. 2. Розробити геометричні та математичні моделі для розрахунку панелі крила з композиційних матеріалів, оцінки міцності та жорсткості конструкції з полімерних композиційних матеріалів. 3. Виконати розрахунок панелі крила з композиційних матеріалів із різними властивостями та вибрати оптимальний варіант. Композиційні матеріали є об’єктом дослідження, а предметом даної роботи є панель крила з композиційних матеріалів. Особистий внесок здобувача: дослідження властивостей композиційних матеріалів; вибір оптимального матеріалу для виготовлення панелі крила. Структура і обсяг роботи. Робота складається зі вступу, чотирьох розділів, висновків та списку використаної літератури. Загальний обсяг дисертації становить 98 сторінок. Робота включає 33 рисунка, 28 таблиць, список використаної літератури з 20 найменувань. Апробація результатів магістерської дисертації проводилась у наукових конференціях. Перелік представлено нижче. Живіцький М.В. Basic construction materials applicable in modern aircraft industry // Науково-технічна конференція студентів, аспірантів, докторантів та молодих учених «Інноваційні технології – 2020» (25 – 26 листопада 2020 р.), НАУ, Інститут новітніх технологій та лідерства. – С. 148 – 152. Живіцький М.В., Сухов В.В. Використання вакуумної дифузії для отримання виробів із композиційних матеріалів // ІІ Міжнародна науковопрактична конференція студентів та молодих вчених «Авіа-ракетобудування : перспективи та напрямки розвитку» (2 грудня 2020 р.), Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського», ІАТ. – С. 26 – 28.