Оцінка параметрів концепту гібридної електрохімічної силової установки літального апарата

Скорочена інформація про документ
dc.contributor.advisorПономаренко, Сергій Миколайович
dc.contributor.authorМакарчук, Богдан Олексійович
dc.date.accessioned2026-02-24T09:34:24Z
dc.date.available2026-02-24T09:34:24Z
dc.date.issued2023
dc.description.abstractМетою роботи є оцінка ефективності поєднання РРД і МПД-прискорювача у межах однієї силової установки літального апарата з точки зору процесів термо- і газодинаміки шляхом умовного з’єднання камери згоряння РРД і МПД-канала, моделювання термодинамічних процесів у такому двигуні, а також кількісної оцінки його параметрів. Предметом дослідження є аспекти роботи такої моделі, що визначають приріст питомого імпульсу двигуна, а саме баланс параметрів робочих тіл РРД і МПД-прискорювача для збільшення питомого імпульсу досліджуваного двигуна. Проведений термодинамічний розрахунок дво- і трикомпонентних реакцій у камері плазморідинного двигуна, що є концептом гібридної електрохімічної силової установки літального апарата. У ході аналізу результатів було визначено, що проблема енергообміну між паливною системою РРД і МПДприскорювачем у випадку живлення останнього від згенерованої потужності на валу турбіни є комплексною і ключовою у даній установці. Використання компактного джерела енергії мегаватної потужності дозволить підвищити тягу МПД-прискорювача, не знижуючи його питомий імпульс. Описаний концепт рушійної установки літального апарата за належної оптимізації та застосування компактного джерела електроенергії для живлення МПД-прискорювача може бути використаний в якості двигуна верхньої ступені або розгінного блоку ракети-носія, в умовах, де необхідний передусім значний питомий імпульс.
dc.description.abstractotherThe purpose of this work is to evaluate the efficiency of the combination of a liquid propulsion rocket engine (LPRE) and a magnetoplasmadynamic (MPD) thruster within a joint spacecraft propulsion system in terms of thermodynamics and fluid dynamics by combining the thrust chamber of a rocket engine and an MPD channel, modeling thermodynamic processes in such an engine, as well as quantitative evaluation of its parameters. The subject of the study is the aspects of the operation of such a model that determine the improvement of specific impulse of the engine, namely, the balance of parameters of fluid flow in LPRE chamber and particle flow within MPD thruster to increase the specific impulse of the engine under study. A thermodynamic calculation of two- and three-component reactions in a chamber of a plasma-fluid rocket engine, which is a new concept of a hybrid electrochemical propulsion system, was carried out. During the analysis of the results, it was determined that the problem of energy exchange between the LPRE fuel system and the MPD thruster in a case of powering the latter from power generated on the turbine shaft is key and complex in this type of system. The described concept of the spacecraft rocket propulsion system with proper optimization and the use of a compact power source for MPD thruster can be used as an upper stage or a space tug engine in future launch vehicles, in conditions where a significantly high specific impulse is primarily required.
dc.format.extent64 с.
dc.identifier.citationМакарчук, Б. О. Оцінка параметрів концепту гібридної електрохімічної силової установки літального апарата : магістерська дис. : 105 Прикладна фізика та наноматеріали / Макарчук Богдан Олексійович. - Київ, 2023. - 64 с.
dc.identifier.urihttps://ela.kpi.ua/handle/123456789/78993
dc.language.isouk
dc.publisherКПІ ім. Ігоря Сікорського
dc.publisher.placeКиїв
dc.subjectтеорія ракетних двигунів
dc.subjectчислове моделювання
dc.subjectгоріння
dc.subjectгазодинаміка
dc.subjectтермодинаміка
dc.subjectдвигунобудування
dc.subjectрідинний ракетний двигун
dc.subjectМПД-прискорювач
dc.subjectіонізуюча присадка
dc.subjectпитомий імпульс
dc.subjectrocket engine theory
dc.subjectnumerical simulation
dc.subjectcombustion
dc.subjectfluid dynamics
dc.subjectthermodynamics
dc.subjectspacecraft propulsion
dc.subjectliquid propellant engine
dc.subjectMPD thruster
dc.subjectionizing additive
dc.subjectspecific impulse
dc.titleОцінка параметрів концепту гібридної електрохімічної силової установки літального апарата
dc.typeMaster Thesis

Файли

Контейнер файлів
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз
Назва:
Makarchuk_magistr.pdf
Розмір:
3.93 MB
Формат:
Adobe Portable Document Format
Завантажити
Ліцензійна угода
Зараз показуємо 1 - 1 з 1
Ескіз недоступний
Назва:
license.txt
Розмір:
8.98 KB
Формат:
Item-specific license agreed upon to submission
Опис:
Завантажити

Зібрання

Магістерські роботи (ПФ)
Магістерські роботи