Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
AN EXAMPLE OF USING ANSYS EXPLICIT DYNAMICS TO DETERMINE THE IMPACT STRENGTH PARAMETERS OF A BULLET WITH A MULTILAYER BARRIER
Get PDFАнотація. В наступний час, дуже актуальним питанням стає пошук ефективного типу індивідуального броньового захисту тулуби бійців – тобто, бронежилетів, або плитоносок, які захищають від куль, та уламків, що є основними причинами поранень. Авторами статті була розроблена спрощена інженерна чисельна розрахункова модель визначення параметрів міцності при ударній взаємодії кулі з багатошаровою броньованою перешкодою, що має застосовуватися як основний захисний елемент бронежилетів, або плитоносок. Моделювання виконано за допомогою програмного продукту ANSYS Explicit Dynamics, який має за основу потужний розрахунковий модуль міцності – Autodyn. Застосовані моделі міцності Джонсона – Кука, лінійного рівняння стану ударної адіабаті, та рівняння стану Грюнайзена, які гарно зарекомендували себе при вирішенні подібних задач. При цьому для отримання більш оптимального вирішення поточної задачі застосовано Лагранжів вирішувач метода кінцевих елементів, при якому сітка моделі і матеріал жорстко пов’язані один з одним та мають рухатися тільки сумісно. Цей метод дозволив більш точно розраховувати параметри стану середовищ, розташування фронтів і значення пікових тисків ударних навантажень. У якості основного ударного елементу розглядається куля 5,45х39 мм набою від автомата АК-74 – за індексом 7Н10, підвищеної проникаючої здібності, яка призначена для враження живої сили супротивників, що захищені засобами індивідуального броне захисту, а також поодиноких та групових цілей і інших технічних засобів при стрільбі на відстань до 600 м. У якості багатошарової броньованої перешкоди розглядається 4-х шаровий пакет: напилювання Ni Cr / сталь 30ХН2МА / напилювання AL2O3 / Поліамід (ПА66), який було замінено найближчими (аналогами) за фізико-хімічними та механічними властивостями з розділу бібліотеки ANSYS Explicit Materials, яка містить данні про потрібні розрахункові коефіцієнти деформування матеріалів при їх руйнуванні. Створена спрощена інженерна чисельна розрахункова модель дозволяє розробляти більш оптимальні конструкції, та значно скорочує час проектування основних захисний елемент бронежилетів, або плитоносок.Abstract. Currently, a very urgent issue is the search for an effective type of individual armor protection for the torso of fighters – that is, body armor or plate carriers that protect against bullets and debris, which are the main causes of injuries. The authors of the article have developed a simplified engineering numerical calculation model for determining the strength parameters during the impact interaction of a bullet with a multilayer armored obstacle, which should be used as the main protective element of bulletproof vests, or plate carriers. The simulation was performed using the ANSYS Explicit Dynamics software product, which is based on a powerful calculation modulus of strength – Autodyn. The Johnson-Cook strength models, the shock adiabatic linear equation of state and the Grüneisen equation of state are applied, which have proven themselves well in solving such problems. At the same time, in order to obtain a more optimal solution to the current problem, the Lagrangian method for solving the finite element problem is applied , in which the mesh of the model and the material are rigidly connected to each other and must only move together. This method makes it possible to more accurately calculate the characteristics of the state of the media, the location of the fronts and the values of the peak pressures of shock overloads. As the main impact element, a bullet of 5.45x39 mm cartridge from the AK-74 assault rifle - index 7N10, with increased penetrating ability, which is designed to defeat enemy manpower, protected by means of individual armor protection, as well as single and group targets and other those technical means when firing at a distance of up to 600 m. A 4 – layer package is considered as a multi-layer armored obstacle: spraying NiCr / steel 30ХН2МА / coating AL2 O3 / Polyamide (PA66), replaced by the closest (analogues) in terms of physical, chemical and mechanical properties from the ANSYS Explicit Materials section of the library, which contains data on the required design coefficients of deformation of materials during their destruction. The created numerical calculation model allows to develop more optimal designs and significantly reduces the time for designing the main protective element of bulletproof vests or plate carriers
АНАЛІЗ СУЧАСНОГО СТАНУ РОЗРОБКИ ОБЛАДНАННЯ ДЛЯ ПОШУКУ ВОДИ НА МІСЯЦІ
Get PDFВ даний час у світі зростає увага до використання космічних ресурсів, особливо до дослідження поверхні Місяця. Основним його ресурсом, що має безпосередню цінність для людей, є вода. Результати даних, переданих на Землю різними космічними апаратами за понад 50 років досліджень, показує, що на Місяці є або замерзла вода, або інші сполуки, що містять гідроксильні радикали. На основі аналітичного дослідження існуючих даних встановлено, що вирішення проблеми щодо видобутку води та інших потенційно доступних ресурсів на Місяці потребує визначення їх місцезнаходження та природи. Для цього необхідні спеціальні роботизовані технології та сучасне обладнання. Таке обладнання на сьогодні розробляеться фахівцями NASA і ESA. Показано, що головними інструментами для визначення місця розташування та форми існування води на Місяці є дриль для відбору проб ґрунту і льоду та прилади для визначення їх складу. Обладнання на Місяці повинне працювати в умовах космічного вакууму, радіаційного випромінювання космосу, вакуумного ультрафіолету, великих перепадів температур. Умови зовнішнього середовища, що мають місце на Місяці, негативно впливають на прилади та інструменти, що застосовуються. Тому одним з основних завдань при проектуванні обладнання для дослідження та освоєння Місяця є встановлення працездатності, надійності та довговічності використовуваних матеріалів. Вплив космічних випромінювань на властивості матеріалів обладнання має синергетичний характер, тому необхідно досліджувати одночасний вплив усіх діючих видів випромінювання. Подано комплексний імітатор факторів космосу, створений вітчизняними вченими, який дозволяє досліджувати одночасну дію вакууму, температур та різноманітних потоків випромінювання. Комплексний імітатор факторів космосу є унікальним обладнанням і дає можливість українським спеціалістам брати участь у міжнародних програмах з освоєння Місяця.Attention to the use of space resources, especially to the study of the surface of the Moon, is currently growing in the world. The main resource of the Moon that is of immediate value to humans is water. The location of large deposits of ice and in what form it is not yet known. Based on an analytical study of existing data, it is proven that solving the problem of extracting water and other potentially available resources on the Moon requires determining their location and nature. This requires the development of special technologies and modern equipment. Such equipment is currently being developed by NASA and ESA scientists. It is shown that the main tools for determining the location and form of existence of water on the Moon are a drill for sampling soil and ice and devices for determining their composition. The equipment on the Moon must work in conditions of space vacuum, space radiation, vacuum ultraviolet, large temperature changes. The conditions of the external environment that take place on the Moon have a negative effect on the devices and equipment used. Therefore, one of the main tasks in the design of equipment for the exploration and development of the Moon is to establish the performance, reliability and durability of the materials used. The effect of cosmic radiation on the properties of equipment materials is synergistic, so it is necessary to study the simultaneous effect of all active types of radiation. A complex simulator of space factors, created by domestic scientists, is presented, which allows you to study the simultaneous effects of vacuum, temperatures and various radiation flows. The complex simulator of space factors is a unique piece of equipment and enables Ukrainian specialists to participate in international programs on the development of the Moon.В даний час у світі зростає увага до використання космічних ресурсів, особливо до дослідження поверхні Місяця. Основним його ресурсом, що має безпосередню цінність для людей, є вода. Результати даних, переданих на Землю різними космічними апаратами за понад 50 років досліджень, показує, що на Місяці є або замерзла вода, або інші сполуки, що містять гідроксильні радикали. На основі аналітичного дослідження існуючих даних встановлено, що вирішення проблеми щодо видобутку води та інших потенційно доступних ресурсів на Місяці потребує визначення їх місцезнаходження та природи. Для цього необхідні спеціальні роботизовані технології та сучасне обладнання. Таке обладнання на сьогодні розробляеться фахівцями NASA і ESA. Показано, що головними інструментами для визначення місця розташування та форми існування води на Місяці є дриль для відбору проб ґрунту і льоду та прилади для визначення їх складу. Обладнання на Місяці повинне працювати в умовах космічного вакууму, радіаційного випромінювання космосу, вакуумного ультрафіолету, великих перепадів температур. Умови зовнішнього середовища, що мають місце на Місяці, негативно впливають на прилади та інструменти, що застосовуються. Тому одним з основних завдань при проектуванні обладнання для дослідження та освоєння Місяця є встановлення працездатності, надійності та довговічності використовуваних матеріалів. Вплив космічних випромінювань на властивості матеріалів обладнання має синергетичний характер, тому необхідно досліджувати одночасний вплив усіх діючих видів випромінювання. Подано комплексний імітатор факторів космосу, створений вітчизняними вченими, який дозволяє досліджувати одночасну дію вакууму, температур та різноманітних потоків випромінювання. Комплексний імітатор факторів космосу є унікальним обладнанням і дає можливість українським спеціалістам брати участь у міжнародних програмах з освоєння Місяця
ВИЗНАЧЕННЯ ВЕЛИЧИНИ ПИТОМОГО ТЕПЛОВОГО ПОТОКУ У КАМЕРІ ІМПУЛЬСНОГО ДЕТОНАЦІЙНОГО ДВИГУНА
Get PDFAbstract. The development of detonation engines (DE) is one of the most promising areas of rocket and space engine manufacturing. They are more efficient as compared to the liquid rocket engines and are structurally simpler. At the same time, the detonation engine chamber’s structure is subjected to much higher thermal loads. Therefore, at the development stage of the DEs, to create an efficient cooling system for the engine’s chamber, it is necessary to be able to determine the value of thermal energy, which is absorbed by the walls of the DE’s chamber. The goal of this research is to determine the specific heat flux from the detonation products towards the walls of the pulse detonation engine’s (PDE) chamber. The task of the work is to establish the methodology for calculating the values of the specific heat flux transmitted to the walls of the PDE’s chamber. The main tools for solving this problem are the method of mathematical simulation using computational fluid dynamics (CFD), and the method of regression analysis. The main results of this study: the possibility to utilize the well-known Ievlev methodology to determine the convective specific heat flux for the PDE’s chamber was analyzed; it was shown that for the conditions of the PDE’s chamber, the Ievlev methodology calculation results differ significantly from the experimental data, which can be explained by the presence of a clearly pronounced non-stationary nature of the detonation process; it was proven the utilization of the Viegas formula to obtain the values of the convective specific heat flux for the PDE’s chamber gives better results as compared to the known experimental data and the results of the mathematical simulations; it was also demonstrated that the average integral value of the specific heat flux, determined by the described methodology, can be used to calculate the thermal state of the PDE's chamber. Conclusion: a methodology for calculation of the specific heat flux value for the pulse detonation engine's chamber was proposed. The obtained calculation results are in good agreement with the results of mathematical simulations and known experimental data. The described methodology can be used in the design of cooling systems for the pulse detonation engine’s chambers.Анотація. Розробка детонаційних двигунів є одним із перспективних напрямків розвитку ракетно-космічного двигунобудування. Вони ефективніші в порівнянні з рідинними ракетними двигунами та конструктивно простіші. Наряду з цим конструкція камери детонаційного двигуна піддається значно більшому тепловому навантаженню. Тому на етапі проектування ДД для створення ефективної системи охолодження камери двигуна необхідно мати можливість визначати кількість теплової енергії яку сприймають на себе стінки конструкції. Метою роботи є аналітичне визначення питомого теплового потоку від продуктів детонації до стінок камери імпульсного детонаційного двигуна. Завданням роботи є опис методики розрахунку значень питомого теплового потоку, який передається стінкам камери ІДД. Основними інструментами вирішення поставленої задачі є метод математичного моделювання з використанням CFD технологій та метод регресивного аналізу. Основні результати дослідження: проаналізовано можливість застосування відомої методики Ієвлева для визначення конвективного питомого потоку для камери ІДД; при використанні методики Ієвлева для умов камери ІДД результати розрахунків значно відрізняються від даних експериментів, що пояснюється наявністю чітко вираженого нестаціонарного характеру детонаційного процесу; використання формули Вієгаса для отримання значень конвективного питомого теплового потоку для камери ІДД дає кращі результати порівняно з відомими експериментальними даними та результатами математичного моделювання; для проведення розрахунків теплового стану камери ІДД можна використовувати середнє інтегральне значення питомого теплового потоку, визначеного за описаною методикою. Висновок: представлена методика розрахунку питомого теплового потоку для камери імпульсного детонаційного двигуна. Отримані результати розрахунків добре узгоджуються з результатами математичного моделювання та з відомими експериментальними даними. Описана методика може бути використана при проектуванні систем охолодження камери імпульсного детонаційного двигуна
STRUCTURE OF THE GROUPING OF SPACE APPARATUS CONTINUOUSLY COVERING THE AREA OF THE ORBITAL GROUP WITH "HORIZONTAL OBSERVATION" DEVICES
Get PDFАнотація. На сьогодення все більш актуальні спостереження орбітальних об’єктів із застосуванням пристроїв орбітального базування. Супутникова система спостереження орбітальних об’єктів має містити дві складові. «Остов» системи складуть різновисокі орбітальні угруповання з підтриманою регулярною структурою («сузір’я Волкера»); нетривалі у часі місії «наближених спостережень» (необхідні при реалізації операцій орбітального сервісу) мають виконуватися угрупованнями космічних апаратів, що формуються з «парку» космічних апаратів, який буде створено в навколоземному просторі. Запропоновано метод початкового балістичного проектування угруповання космічних апаратів-спостерігачів, яке забезпечує неперервне покриття миттєвими зонами застосування встановлених на них пристроїв спостережень області оточення спостережуваної групи орбітальних об’єктів. Космічні апарати-спостерігачі реалізують «горизонтальні» спостереження (вісь симетрій миттєвої зони застосування пристрою спостереження, яка прийнята конусоподібною, лежить у площині миттєвого місцевого горизонту космічного апарату). Початкове балістичне проектування орбітального угруповання (яке є частиною більш повної задачі, що містить подальше уточнення структури угруповання і управління цією структурою), здійснюється на основі модифікації методу проектування орбітального угруповання повного покриття області висот над поверхнею Землі зонами застосування пристроїв спостереження орбітального базування. Запропонований метод спрямований на вирішення задачі при жорсткому обмеженні часу в процесі виконання місії. Приведені розрахунки щодо обґрунтування введених спрощень та розрахункові приклади застосування запропонованого методу.Abstract. Nowadays, observations of orbital objects with the use of orbital-based devices are increasingly relevant. The satellite system for observing orbital objects should contain two components. "The framework" of the system will be orbital groups of different heights with a supported regular structure ("Walker's constellation"); short-term "close observation" missions (necessary in the implementation of orbital service operations) must be performed by groups of spacecraft that are formed from the "park" of spacecraft that will be created in near-Earth space. A method of initial ballistic design of a group of observing spacecraft is proposed, which provides continuous coverage of the area surrounding the observed group of orbital objects with instantaneous application zones of the observation devices installed on them. Observing space vehicles implement "horizontal" observations (the axis of symmetry of the instantaneous zone of application of the observation device, which is assumed to be cone-shaped, lies in the plane of the instantaneous local horizon of the spacecraft). The initial ballistic design of the orbital grouping (which is part of a more complete task, which includes further refinement of the grouping structure and management of this structure), is carried out on the basis of a modification of the orbital grouping design method of full coverage of the altitude region above the Earth's surface by the application zones of orbital-based surveillance devices. The proposed method is aimed at solving the problem with a strict time limit in the process of mission execution. Calculations for the justification of the introduced simplifications and calculation examples of the application of the proposed method are given
ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНЕ ДОСЛІДЖЕННЯ ДІАПАЗОНІВ СТАЛОЇ РОБОТИ КАТОДІВ-КОМПЕНСАТОРІВ ДЛЯ СТАЦІОНАРНИХ ПЛАЗМОВИХ ДВИГУНІВ
Get PDFВ умовах розвитку дослідження космосу зростають потреби до більш досконалих рухових установок космічних апаратів. Електрореактивні рухові установки (ЕРРУ) є найперспективнішими для систем орієнтації та корекції. Стаціонарний плазмовий двигун (СПД) - один з найбільш ефективних та перспективних двигунів ЕРРУ. Катод-компенсатор (далі – катод) – один з основних елементів СПД. Від катода залежить ресурс і стабільність роботи ЕРРУ. Раніше обмежувалися дослідженням роботи катода на кількох режимах. Це дозволяло визначити оптимальний режим роботи. Випробування більшій кількості режимів дадуть можливість прогнозувати характер роботи ЕРРУ з цим катодом. Також подібні газорозрядні катоди використовуються в двигунах з анодним шаром, для плазмово-іонних двигунів та як джерела плазми в іонно-плазмових технологіях. Випробувано в діодному режимі ряд безнакальних порожнистих газорозрядних високоемісійних катодів однієї моделі. Катоди випробували без кіперу, замість анодного блоку СПД до газорозрядного ланцюга підключати його імітатор. За допомогою вакуумної системи імітували умови експлуатації катода – граничний вакуум не гірший за 2∙10-5 торр. В якості робочого тіла застосовували ксенон. Для підтримки та регулювання роботи катода використовували стендові моделі системи збереження та подачі робочої речовини, системи живлення та керування. Вольтамперметрами вимірювали струм та напругу розряду. Витратомірами – масу робочої речовини, що подається на катод. Оптичним пірометром – температуру біля діафрагми катода. Отримано характеристики катодів – залежності температури і напруги від струму або витрати при встановленому четвертому параметрі. Досліджено сталість роботи катодів на одному режимі та характеристик катодів. При зниженні струму напруга зростає спочатку плавно, а потім спостерігається пік. Відзначено зміщення цього піку напруги у бік меншого струму зі збільшенням витрати. Показано, що катоди працюють найбільш стабільно на струмах, що відповідають горизонтальній частині вольт-амперної характеристики (зі сторони більших струмів від піку). Продемонстровано роботу катоду, що довго зберігався тому мав зміни емісійних властивостей поверхні матеріалу емітера.With the development of space exploration, the need for more advanced propulsion systems for spacecraft is growing. Electric propulsion systems (EPS) are the most promising for orientation and correction systems. The Hall effect thruster (stationary plasma thruster in Ukrainian and Russian literature) (HET) is one of the most efficient and promising EPS thrusters. The cathode neutralizer (cathode compensator in Ukrainian and Russian literature, hereinafter referred to as the cathode) is one of the main elements of the HET. The resource and stability of the HET operation depend on the cathode. Previously, they were limited to studying the operation of the cathode in several modes. This made it possible to find the best mode of operation. Testing more modes will make it possible to predict the nature of the HET operation with this cathode. Also, similar gas-discharge cathodes are used in thrusters with anode layer, for ion thrusters and as sources of plasma in ion-plasma technologies. A number of non-incandescent hollow gas-discharge high-emission cathodes of the same model were tested in the diode mode. The cathodes were tested without a keeper; instead of the HET anode block, its simulator was connected to the gas-discharge circuit. With the help of a vacuum system, the operating conditions of the cathode were simulated - the ultimate vacuum was not worse than 2∙10-5 Torr. Xenon was used as the propellant. To support and regulate the operation of the cathode, plant models of the system for storing and supplying the propellant, power supply and control systems were used. Voltammeters measured the discharge current and voltage. Flow meter measured the mass of the propellant supplied to the cathode. Optical pyrometer measured the temperature at the cathode near to the diaphragm. The characteristics (the dependence of temperature and voltage on current or flow rate with the fourth parameter set) of cathodes were obtained. The stability of the operation of cathodes in one mode and the characteristics of the cathodes were explored. When the current decreases, the voltage rises at first smoothly, and then a peak is observed. A shift of this voltage peak towards a lower current with an increase in consumption was observed. It is shown that the cathodes operate most stably at currents corresponding to the horizontal part of the current-voltage characteristic (from the side of high currents from the peak). The operation of a cathode with a defective emitter is demonstrated. The operation of the cathode, which was stored for a long time, therefore had changes in the emission properties of the surface of the emitter material, was demonstrated.В умовах розвитку дослідження космосу зростають потреби до більш досконалих рухових установок космічних апаратів. Електрореактивні рухові установки (ЕРРУ) є найперспективнішими для систем орієнтації та корекції. Стаціонарний плазмовий двигун (СПД) - один з найбільш ефективних та перспективних двигунів ЕРРУ. Катод-компенсатор (далі – катод) – один з основних елементів СПД. Від катода залежить ресурс і стабільність роботи ЕРРУ. Раніше обмежувалися дослідженням роботи катода на кількох режимах. Це дозволяло визначити оптимальний режим роботи. Випробування більшій кількості режимів дадуть можливість прогнозувати характер роботи ЕРРУ з цим катодом. Також подібні газорозрядні катоди використовуються в двигунах з анодним шаром, для плазмово-іонних двигунів та як джерела плазми в іонно-плазмових технологіях. Випробувано в діодному режимі ряд безнакальних порожнистих газорозрядних високоемісійних катодів однієї моделі. Катоди випробували без кіперу, замість анодного блоку СПД до газорозрядного ланцюга підключати його імітатор. За допомогою вакуумної системи імітували умови експлуатації катода – граничний вакуум не гірший за 2∙10-5 торр. В якості робочого тіла застосовували ксенон. Для підтримки та регулювання роботи катода використовували стендові моделі системи збереження та подачі робочої речовини, системи живлення та керування. Вольтамперметрами вимірювали струм та напругу розряду. Витратомірами – масу робочої речовини, що подається на катод. Оптичним пірометром – температуру біля діафрагми катода. Отримано характеристики катодів – залежності температури і напруги від струму або витрати при встановленому четвертому параметрі. Досліджено сталість роботи катодів на одному режимі та характеристик катодів. При зниженні струму напруга зростає спочатку плавно, а потім спостерігається пік. Відзначено зміщення цього піку напруги у бік меншого струму зі збільшенням витрати. Показано, що катоди працюють найбільш стабільно на струмах, що відповідають горизонтальній частині вольт-амперної характеристики (зі сторони більших струмів від піку). Продемонстровано роботу катоду, що довго зберігався тому мав зміни емісійних властивостей поверхні матеріалу емітера
THE SECURITY TEMPERATURE CONDITIONS OF THE DESIGN AERODYNAMIC SURFACE OF AIRCRAFT
Get PDFАнотація. Ця стаття присвячена високошвидкісним літальним апаратам (ЛА), а конкретно до поверхонь, що управляють, таким як аеродинамічне кермо, крила і стабілізатори, які застосовуються на таких ЛА. При русі в щільних шарах атмосфери, особливо на великих числах Маха, передня частина аеродинамічного керма (АДР) піддається великим механічним, тепловим і динамічним навантаженням. Обгар передньої кромки керма призводить до зміни його форми геометрії і площі, зміни його масово-габаритних характеристик. Це призводить у результаті до погіршення керованості виробу, особливо на кінцевій ділянці польоту, коли має бути досягнута мета польоту, визначувана кінцевими параметрами руху. Метою цієї статті є аналіз існуючих конструкцій, а також пошук конструкції, що максимально усуває вказані недоліки. Постановка завдання полягає в оптимізації конструкції даних АДР за критеріями надійності, керованості, мінімальної ваги, габаритних і інерційних характеристик. Оскільки надійність керованості залежить від останніх трьох критеріїв, то оптимізація повинна здійснюватися за рахунок поліпшення цих критеріїв. Розглянута існуюча конструкція аеродинамічного керма, яка дозволяє застосувати її в літальних апаратах, які рухаються в щільних шарах атмосфери при швидкостях, що перевищують число Маха, а також конструкція, яка дозволяє підвищити надійність керованості ЛА і уникнути обгорання передньої кромки АДР. Існуючі конструктивні рішення не забезпечують повною мірою, необхідній ефективності. Відсутність захисту від теплових навантажень забезпечується погіршенням вагових, габаритних і інерційних характеристик АДР і приводу, оскільки вимагає застосування додаткового теплозахисного покриття. Тому актуальний пошук технічних рішень, що усуває ці недоліки, на шляху підвищення надійності керованості за рахунок зниження вагових, габаритних і інерційних характеристик АДР. Приведений порівняльний аналіз і особливості цих конструкцій, а також викладені основні проблемні питання, що виникають при проектуванні приведених варіантів конструкції аеродинамічного руля.Abstract. This article is devoted to high-speed aircraft, specifically to controlling surfaces such as aerodynamic controls, wings and stabilizers, which are used in the high-speed aircraft. When the high-speed aircraft moves in dense layers of the atmosphere, mostly at high Mach numbers, as a rule, the front part of the aerodynamic control is exposed to huge mechanical, thermal and dynamic strains. Heating the front part of the aerodynamic control causes the change in geometrical shape and square as well as its mass center characteristics. As a result, this leads to deterioration control of the missile, especially, it is unacceptable in the final section of the flight when the purpose of the flight has to be reached, which is determined by the final parameters of the movement. The purpose of this article is to analyze existing designs, as well, to search design, which eliminates its described disadvantages. The statement of the problem consists of the design optimization of the aerodynamic controls which are considered to criteria such as reliability, controllability, minimum mass, overall and inertial characteristics. As the reliability, control of the aircraft depends on these criteria, so optimization has to be realized with the help of these criteria. The aerodynamic control design is considered that allows using it in high-speed aircrafts, which move in dense layers of atmosphere at speeds exceeding Mach number, and its design allows improving control reliability of the aircraft and avoiding heating the front part of the aerodynamic control. Design solutions that exist in full measure do not provide the necessary efficiency. The absence of protection from thermal loads lead to decline of mass, dimensional and inertial characteristics of the control surface and actuator because it demands additional heat protection coating. Therefore, it is necessary to search optimal solutions, which eliminates these drawbacks. This article provides the comparative analysis and features of these designs, as well as outlines the main problematic issues which arise during design of aforementioned aerodynamic control design options
ТЕОРЕТИЧНО-ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНЕ ПОРІВНЯННЯ МОДЕЛЕЙ 3D-ДРУКОВАНИХ ВІДЦЕНТРОВИХ ФОРСУНОК НА ОСНОВІ РЕЗУЛЬТАТІВ ГІДРАВЛІЧНИХ ВИПРОБУВАНЬ
Get PDFAnnotation. Recent success in development of the technology stipulated the appearance of advanced additive manufacturing aimed to shift conventional subtractive manufacturing from its position in the engineering field. Thus, for LPRE manufacturing there is an obvious advantage of additive manufacturing in terms of ability to produce single-piece parts with complex geometry must be seriously considered. In the modern world there is a constant competition between complex engineering decisions and cost efficiency of the production on the market of liquid propellant rocket engines. On the one hand, mixing head is one of the most demanding parts of LPRE in terms of designing. On the other hand, the earliest stage of its development starts with the choice of a type of mixing elements to ensure combustion stability, efficiency, and overall production cost [1]. Typically this step requires advanced knowledge in the real characteristics of produced injectors, or extensive experimental study should be carried out otherwise. In this work a problem of determining the characteristics of additively manufactured swirl injectors is considered. Laser Powder Bed Fusion [10] was chosen as a production method using Haynes 230 as a main material. A range of the swirl injectors with varied geometrical parameters was manufactured. Hydraulic testing was carried out in a wide range of Reynolds numbers for determining flow characteristics. Typically, discharge coefficient and spray angle are the desired values to know. Sauter mean diameter and film thickness were not studied due to lack of equipment. Considering a problem of prediction of the main characteristics of the produced injectors, a review on known equations for calculation of the main parameters was performed. Comparative analysis between calculated and experimental data was carried out. Results show that there is severe discrepancy between calculated values of characteristics of injectors and experimentally obtained data for additively manufactured swirl injectors. Even though the conducted study gives a base to form consistent conclusions of the behavior of the obtained characteristics, additional investigation is required.Анотація. Нещодавні успіхи у розвитку технологій зумовили появу перспективного адитивного виробництва, покликаного посунути традиційне субтрактивне виробництво з його позицій у галузі машинобудування. Таким чином, для виробництва РРД існує очевидна перевага адитивного виробництва з точки зору можливості виготовлення деталей зі складною геометрією однією деталлю, чому необхідно надавати серйозного значення. У світі ринку РРД існує стала конкуренція між складними інженерними рішеннями та економічною ефективністю виробництва. Так, з одного боку, змішувальна головка є однією з найскладніших у конструктивному відношенні частин РРД. З іншого боку, ранній етап її розробки починається з вибору типу змішувальних елементів, що забезпечують стабільність горіння, ефективність та загальну вартість виробництва [1]. Зазвичай на цьому етапі потрібні поглиблені знання реальних характеристик виготовлених форсунок, інакше слід проводити великі експериментальні дослідження. У роботі розглядається завдання визначення характеристик відцентрових форсунок виготовлених методами адитивних технологій. Метод L-PBF (Laser Powder Bed Fusion) [10] був обраний як виробнича технологія з використанням Haynes 230 в якості основного матеріалу. Виготовлено серію відцентрових форсунок з різними геометричними параметрами. Гідравлічні випробування проводилися у широкому діапазоні чисел Рейнольдса для визначення гідродинамічних характеристик. Як правило, за результатами випробувань визначають падіння тиску та кут розпилення форсунки. Середній діаметр Заутера (SMD) та товщина плівки не були досліджені через відсутність необхідного обладнання. При розгляді завдання прогнозування основних характеристик виготовлених форсунок, виконано огляд відомих залежностей для оцінки основних параметрів. Проведено порівняльний аналіз між розрахунковими даними та результатами експерименту. Результати дослідження показують сильну розбіжність між розрахованими значеннями та експериментальними даними для відцентрових форсунок, виготовлених методами адитивних технологій. Попри те, що проведене дослідження дає змогу сформулювати висновки щодо характеру поведінки отриманих характеристик, необхідне подальше вивчення
NEW PROJECT METHOD FOR CALCULATING THE MAIN PARAMETERS OF THE SOLAR COLLECTOR
Get PDFАнотація. Запропонована нова методика розрахунку конструкції сонячного геліоколлектора, який перетворює сонячну енергію для отримання тепла. В ній пропонується застосовувати коефіцієнт заміщення, який означає відношення теплоти, отриманої системою в результаті сонячного випромінювання, до повного теплового навантаження всієї системи, тобто приймити до уваги не тільки теплові втрати самого геліоколектора, но і втрати самої системи на яку працює геліоколлектори. Це дозволяє розраховувати ефективність усієї системи перетворення сонячної енергії в теплову. Пропонується класифікація систем, які використовують сонячну енергію з використанням колектора для вироблення тепла, Розглянуто різні варіанти принципових схем геліоколектора, а також різні варіанти його теплосприймаючої поверхні. Розглянуто вплив конструкції геліоколлектора на величину теплових втрат. Під час визначення коефіцієнта теплових втрат геліококолектора застосовується метод послідовних наближень. Під час визначення теплових втрат необхідно враховувати нерівномірність розподілу температури в перерізі геліоколектора. Для цього пропонується вираз для відповідного коефіцієнта. Зниження теплових втрат поглинаючої поверхні досягають встановленням прозорого покриття, яке повинно добре пропускати крізь себе сонячне випромінювання і утворювати повітряний прошарок, виконуючий роль термічного опору. Крім цього, покриття захищає теплосприймаючий елемент від дощу, снігу, граду і тому має бути достатньо міцним. Запропонована проектна методика розрахунку сонячного колектора дозволяє отримати такі його параметри: площу геліоколектора, кількість модулей, що входять до складу геліоколектора , теплові втрати в геліоколекторі, корисну потужність, надану теплоносію в геліоколекторі, температуру теплоносія на виході зі сонячного колектора. Вміння якісно розраховувати такий основний елемент сонячної енергоустановки, як геліоколектор, має велике практичне значення. Воно дозволяє швидко і досить точно розраховувати основні параметри всій сонячної енергетичної установки (СЕУ) в різних випадках її широкого застосування.Abstract. A new method for calculating the design of a solar collector, which converts solar energy into heat, is proposed. It proposes to apply the substitution coefficient, which means the ratio of the heat received by the system as a result of solar radiation, to the total heat load of the entire system, that is, to take into account not only the heat losses of the solar collector itself, but also the losses of the system itself, on which the solar collectors work. This allows you to calculate the efficiency of the entire system of converting solar energy into thermal energy. A classification of systems that use solar energy with the use of a collector to generate heat is proposed. Various variants of the principle schemes of the solar collector are considered, as well as various variants of its heat-receiving surface. The influence of the design of the solar collector on the amount of heat loss is considered. The method of successive approximations is used to determine the heat loss coefficient of the solar collector. When determining heat losses, it is necessary to take into account the non-uniformity of the temperature distribution in the cross-section of the solar collector. For this, an expression for the corresponding coefficient is proposed. Reducing the heat loss of the absorbing surface is achieved by installing a transparent coating, which should transmit solar radiation well and form an air layer that acts as a thermal resistance. In addition, the coating protects the heat-absorbing element from rain, snow, hail and therefore must be strong enough. The proposed design method of calculating the solar collector allows you to obtain the following parameters: the area of the solar collector, the number of modules included in the solar collector, heat losses in the solar collector, the useful power supplied to the coolant in the solar collector, the temperature of the coolant at the outlet of the solar collector. The ability to qualitatively calculate such a basic element of a solar power plant as a solar collector is of great practical importance. It allows you to quickly and quite accurately calculate the main parameters of the entire solar energy installation (SEU) in various cases and widely used
ATTRACTION OF INVESTMENTS IN SPACE ACTIVITIES IN UKRAINE
Get PDFАнотація. Одним із ключових факторів успішного розвитку будь-якого сектору економіки, що в значній мірі визначає його динаміку та конкурентоздатність, є надходження інвестицій. Досвід провідних світових космічних країн (США, ЕС) свідчить, що залучення приватних інвестицій відкриває значні перспективи для розвитку галузі. Проте, однією із ключових вимог до залучення інвестицій є існування сприятливого макроекономічного середовища, наявність якого малоймовірна у поточних умовах. Ціллю статті є пошук напрямків та проектів, реалізація яких дозволить залучити приватні інвестиції до космічної діяльності в Україні. Аналіз динаміки розвитку світового ринку космічних послуг свідчить про його значне прогнозоване зростання у період до 2040 року [1]. В той же час, переважаюча кількість інвестицій на даному ринку зосереджена не в його «матеріальній частині» (пускові послуги, виготовлення космічних апаратів і т.п.), а в сфері супутників та надання послуг. І вказана диспропорція має сталу тенденцію до збільшення. В поточних ринкових умовах найбільш інвестиційно привабливими проектами, відповідно, є ті, що пов’язані із зазначеним ринковим сегментом. Так, одним із найбільш динамічно зростаючих напрямків є надання послуг, що пов’язані з машинним навчанням та інтернетом речей (M2M/IoT). Зростання цього ринкового сегменту прогнозується більшістю маркетингових досліджень. В той же час, на сьогодні науково-технічний прогрес надає можливість перенесення технології M2M/IoT на супутникову платформу габаритно меншого покоління (з мікросупутникової на наносупутникову). Реалізація проектів подібного типу має ряд переваг з точки зору привабливості для інвесторів, оскільки технічна специфіка допускає їх виконання в два етапи. На першому етапі при відносно незначних капітальних затратах можна отримати вже функціонуючу систему з обмеженими технічними характеристиками. Ну другому етапі, що є основним з точки зору капітальних витрат, передбачається збільшення зони покриття, пропускної здатності та інших технічних характеристик. Така модель реалізації проекту надає можливість розпочати його виконання навіть при незначних початкових інвестиціях та умовах макроекономічної нестабільності.Annotation. One of the key factors in the successful development of any sector of the economy, which largely determines its dynamics and competitiveness, is the inflow of investments. The experience of the world's leading space countries (USA, EU) shows that attracting private investment opens up significant prospects for the development of the industry. However, one of the key requirements for attracting investment is the existence of a favourable macroeconomic environment, which is unlikely to exist in the current environment. The purpose of the article is to find areas and projects that will allow attracting private investment in space activities in Ukraine. Analysis of the dynamics of the development of the global market of space services indicates about its predicted growth in the period up to 2040 [1]. At the same time, the vast majority of the amount of investment in this market is not in the “material part” (launch services, manufacturing of space vehicles, etc.), but in the sphere of satellites and service delivery. And mentioned disproportion in has a trend to increasing. In the current market situation, the most investment-friendly projects, apparently, are those, which are related to the designated market segment. Thus, one of the fastest growing areas is the provision of services related to the machine learning and the Internet of Things (M2M/IoT). The growth of this market segment is predicted by most market researchers. At the same time, today's scientific and technological progress makes it possible to transfer M2M/IoT technology to a smaller satellite platform (from microsatellite to nanosatellite). The implementation of projects of this type has a number of advantages in terms of attractiveness for investors, as the technical specification allows for their implementation in two stages. At the first stage, an already functioning system with limited technical characteristics can be obtained at relatively low capital costs. The second stage, which is the main one in terms of capital expenditures, involves increasing the coverage area, bandwidth and other technical characteristics. This model of project implementation makes it possible to start its implementation even with relatively small initial investments and macroeconomic instability
ДОСЛІДЖЕННЯ З ВДОСКОНАЛЕННЯ ТЕХНОЛОГІЇ ОТРИМАННЯ РАДІАЦІЙНО-ЗАХИСНИХ МАТЕРІАЛІВ ДЛЯ СУПУТНИКОВИХ СИСТЕМ РАКЕТНО-КОСМІЧНОЇ ТЕХНІКИ
Get PDFAbstract. The use of commercial integrated circuits (ICs) in the electronic equipment of the spacecraft entails a certain risk. This is due to the fact that some commercial ICs are not suitable for operating conditions in space, most have a functional failure rate of about 10 krad per total accumulated dose (ie quite low), durability is not controlled from lot to lot, and reliability in extreme operating conditions is not defined. The object of development and research were the processes of interaction of materials with corpuscular radiation in a wide range of energies, and the subject of research was the shielding of electron and proton flows with energies up to 100 MeV by disperse -filled composite materials with a polymer matrix. A promising way to increase the survivability of the spacecraft by reducing the accumulated radiation dose is the use of protective materials that effectively protect the BEA from the radiation flow. The analysis of the current state of protection of radio- electronic equipment of space technology made it possible to establish that the most effective protection can be achieved by optimally combining the content of light and heavy elements in the composite material (CM). Modern research is aimed at obtaining composite materials that have the ability to weaken and disperse both light and heavy elementary particles. In the State University named after O. Honchar developed fundamentally new composite materials, which are superior in protection efficiency to those used today - metal ones, and are not inferior to the best world analogues. Preliminary results of theoretical and experimental research, including the use of computer modeling and simulation experiments on electron and proton accelerators, made it possible to draw conclusions about the possibility of increasing the complex of protective properties and prospects of the materials being created. The flow of high-energy electrons decreases by 1.4 times, and protons by 1.6 times compared to aluminum alloys. Enterprises of the space industry of Ukraine have shown great interest in the use of new protective materials. Analysis of the available information shows that the created materials are superior in operational parameters to those used today in China, Russia, Ukraine and other space countries. According to theoretical calculations, CM samples were developed, which have a higher stopping power of electrons than aluminum or its alloys, which are currently used in space vehicles in almost the entire range of the spectrum characteristic of GSO. Studies using the ELIAS linear electron accelerator showed that the obtained KM samples are more than 1.3 times more effective in terms of protective properties compared to aluminum at electron energies of the order of 2-3 MeV . There are prerequisites for obtaining an even more effective attenuation of the electron flow in comparison with the "reference" aluminum due to the variation of both the qualitative composition of the CM and its structure.Анотація. Використання комерційних інтегральних схем (IС) в електронному обладнанні космічного апарату тягне за собою певний ризик. Це пов'язано з тим, що деякі комерційні ІС непридатні для умов експлуатації в космосі, більшість мають функціональний відсоток відмов близько 10 крад на загальну накопичену дозу (тобто досить низьку), довговічність не контролюється від партії до партії, а надійність в екстремальних умовах експлуатації не визначається. Об'єктом розробки і дослідження були процеси взаємодії матеріалів з корпускулярним випромінюванням в широкому діапазоні енергій, а предметом дослідження - екранування електронних і протонних потоків з енергіями до 100 МеВдисперснозаповненими композиційними матеріалами з полімерною матрицею. Перспективним способом підвищення живучості космічного апарату за рахунок зменшення накопиченої дози опромінення є використання захисних матеріалів, які ефективно захищають БЕАвід потоку випромінювання. Аналіз сучасного стану захисту радіоелектронного обладнання космічної техніки дозволив встановити, що найбільш ефективного захисту можна досягти шляхом оптимального поєднання вмісту легких і важких елементів в композиційному матеріалі (КМ). Сучасні дослідження спрямовані на отримання композиційних матеріалів, які мають здатність послаблювати і розсіювати як легкі, так і важкі елементарні частинки. У ДНУ ім. О. Гончара розроблені принципово нові композитні матеріали, які перевершують за ефективністю захисту ті, що використовуються сьогодні – металеві, і не поступаються кращим світовим аналогам. Попередні результати теоретичних і експериментальних досліджень, в тому числі з використанням комп'ютерного моделювання та імітаційних експериментів на прискорювачах електронів і протонів, дозволили зробити висновки про можливість підвищення комплексу захисних властивостей і перспективи створюваних матеріалів. Потік високоенергетичних електронів зменшується в 1, 4 рази, а протонів - в 1, 6 рази в порівнянні з алюмінієвими сплавами. Підприємства космічної галузі України проявили великий інтерес до використання нових захисних матеріалів. Аналіз наявної інформації показує, що створені матеріали, перевершують за експлуатаційними параметрами ті, що використовуються сьогодні в Китаї, Росії, Україні та інших космічних країнах. Згідно з теоретичними розрахунками, були розроблені зразки КМ, які мають більш високу гальмівну здатність електронів, ніж алюміній або його сплави, що використовуються в даний час в космічних апаратах практично у всьому діапазоні спектра, характерного для ГСО. Дослідження з використанням лінійного прискорювача електронів ELIAS показали, що отримані зразки КM більш ніж в 1,3 рази ефективніше за захисними властивостями в порівнянні з алюмінієм при енергіях електронів порядку 2-3 МеВ. Є передумови для отримання ще більш ефективного загасання електронного потоку в порівнянні з «еталонним» алюмінієм за рахунок варіації як якісного складу КМ, так і його структури