Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ОГЛЯД ІНТЕЛЕКТУАЛЬНИХ МАТЕРІАЛІВ ТА ЇХ МОЖЛИВІСТЬ ВИКОРИСТАННЯ В РАКЕТНО-КОСМІЧНІЙ ТЕХНІЦІ
Get PDFA new generation of materials – «intellectual» materials – is rapidly developing. Intelligent materials are materials that react in a certain way to changes in the state of the environment or the influence of force fields, vibrations or oscillations and radiation. This reaction results in the alterations of material properties, geometry and its adaptation to changes in operating conditions. Constructions are made of intelligent materials, in addition to the traditional functions of taking operational loads and ensuring load and strength, can provide self-monitoring, identification and localization of the fatigue damage. The material in such constructions can contain a set of electronics, built into the structure, which performs the function of receiving, processing and transmitting information in different frequency ranges. Intellectual material requirements are defined by the purpose and conditions of use of the structures and their components. The objective of this work is to give an overview of intellectual materials, in order to introduce the main information about their properties and their applicability in space and rocket technology. Furthermore, in this article data processing and analysis were carried out, which allowed to formalize the properties of the considered intellectual materials. Moreover, the application of intellectual materials can improve existing design schemes and elements or create entirely new design solutions in the future. For instance, the use of magnetostrictive materials allows to reduce the longitudinal oscillations of the launch vehicle on an active part of the trajectory along with absorbing vibrations and regulating the stringency of the stage separation. Structural analysis of the special properties of intellectual materials and their application not only will solve existing problems, but also enable further development of the space rocket industry.В даний час дуже стрімко розвивається нове покоління матеріалів - «інтелектуальні» матеріали. До інтелектуальних відносяться матеріали, які реагують певним чином на зміни стану навколишнього середовища або впливу силових полів, вібрацій або коливань і випромінювання. Ця реакція приводить до зміни властивостей матеріалу, геометрії та її адаптації до змін умов експлуатації. Конструкції виготовлені з інтелектуальних матеріалів крім традиційних функцій сприйняття експлуатаційних навантажень і забезпечення несучої здатності і міцності можуть забезпечувати самоконтроль за виникненням і розвитком втомних пошкоджень, їх ідентифікацію та локалізацію. Матеріал в таких конструкціях може містити сукупність вбудованої в його структуру електроніки, яка здійснює функцію прийому, обробки і передачі інформації в різних частотних діапазонах. Вимоги до інтелектуальних матеріалів визначаються призначенням і умовами експлуатації конструкцій і їх елементів. Метою даної роботи є огляд інтелектуальних матеріалів, ознайомлення з їх властивостями і можливість їх застосування в ракетно-космічній техніці. Також в даній статті було здійснено обробку та аналіз даних, який дозволив формалізувати властивості розглянутих інтелектуальних матеріалів. За рахунок використання інтелектуальних матеріалів можливо подальше удосконалення існуючих конструктивних схем та елементів, або створення абсолютно нових конструктивних рішень. Наприклад, за рахунок використання магнітострикційних матеріалів можливо зменшення поздовжніх коливань ракети носія на активній ділянці траєкторії або поглинання вібрацій та регулювання жорсткості під час розділення ступенів. Структурний аналіз особливих властивостей інтелектуальних матеріалів та їх використання зможуть не тільки вирішити існуючі проблеми, а й дадуть можливість для подальшого розвитку ракетно космічної галузі.В настоящее время стремительно развивается новое поколение материалов - «интеллектуальные» материалы. К интеллектуальным относятся материалы, которые реагируют определенным образом на изменения состояния окружающей среды или влияния силовых полей, вибраций или колебаний и излучений. Эта реакция приводит к изменению свойств материала, геометрии и ее адаптации к изменениям условий эксплуатации. Конструкции изготовлены из интеллектуальных материалов помимо традиционных функций восприятия эксплуатационных нагрузок и обеспечения несущей способности и прочности могут обеспечивать самоконтроль за возникновением и развитием усталостных повреждений, их идентификацию и локализацию. Материал в таких конструкциях может содержать совокупность встроенной в его структуру электроники, которая осуществляет функцию приема, обработки и передачи информации в различных частотных диапазонах. Требования к интеллектуальным материалам определяются назначением и условиями эксплуатации конструкций и их элементов. Целью данной работы является обзор интеллектуальных материалов, ознакомление с их свойствами и возможность их применения в ракетно-космической технике. Также в данной статье было осуществлено обработку и анализ данных, который позволил формализовать свойства рассмотренных интеллектуальных материалов. За счет использования интеллектуальных материалов возможно дальнейшее совершенствование существующих конструктивных схем и элементов или создание совершенно новых конструктивных решений. Например, за счет использования магнитострикционных материалов возможно уменьшение продольных колебаний ракеты носителя на активном участке траектории или поглощения вибраций и регулирования жесткости при разделении ступеней. Структурный анализ особых свойств интеллектуальных материалов и их использования смогут не только решить существующие проблемы, но и дадут возможность для дальнейшего развития ракетно космической отрасли
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТЕПЕНИ ВЛИЯНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
Get PDFВ певних льотних умовах переохолоджені краплі води, що містяться в хмарах, можуть замерзати, потрапляючи на аеродинамічні поверхні літальних апаратів. Крижані нарости, які в результаті цього утворюються, можуть мати істотний вплив на аеродинаміку літака, змінюючи шорсткість поверхні та її форму. Але питання визначення ступеню негативного впливу зледеніння на літальний апарат, який має певні компоновку, аеродинамічну форму і розміри в певних метеорологічних та льотних умовах, є досить складним і все ще залишається далеким від завершення. В роботі запропоновано та проілюстровано методику визначення ступеню негативного впливу зледеніння на літальний апарат, яка знаходиться у відповідності до нормативної документації та існуючої системи визначень умов зледеніння, та дозволяє враховувати як конфігурацію і розміри літального апарату, так і метеорологічні та льотні умови. Методика заснована на розробленому програмно-методичному забезпеченні, яка дозволяє чисельно моделювати процеси обмерзання аеродинамічних поверхонь літальних апаратів. При описі повітряно-крапельного потоку і процесу випадіння вологи на обтічну поверхню використано модель взаємопроникних середовищ, а при описі процесу наростання криги – методика, що базується на рівняннях нерозривності і збереження енергії. На прикладі профілю NACA 0012 проведено дослідження впливу зледеніння на літальний апарат в широкому діапазоні льотних і метеорологічних параметрів, результати розрахунків представлені у вигляді чотирипараметричних номограм. Наведена систематизація результатів дозволить швидко аналізувати небезпеку зледеніння за запланованим маршрутом польоту в відомих метеорологічних умовах, а також під час польоту з використанням поточних даних стану атмосфери, виробляти рекомендації щодо зміни плану польоту. Методика може бути доповнена детальним врахуванням впливу зледеніння на аеродинамічні характеристики, стійкість та керованість літального апарату.In certain flight conditions, supercooled water droplets contained in clouds can freeze, falling on the aerodynamic surfaces of the aircraft. The resulting ice build-up can have a significant effect on the aerodynamics of the aircraft, changing the shape of the surface itself and its roughness. However, the question of determining the degree of this negative effect of icing on the aircraft, which has a certain layout, configuration and dimensions under given meteorological and flight conditions, is rather complicated and still far from complete. The paper proposes and illustrates a methodology for determining the degree of the negative impact of icing on the aircraft, which is following the regulatory documentation and the existing system for determining icing conditions, and allows taking into account both the configuration and dimensions of the aircraft, as well as meteorological and flight conditions. The technique is based on the developed software and methodological support, which allows to numerically simulate the processes of icing of aerodynamic surfaces of the aircraft. When describing the air-droplet flow and moisture deposition on a streamlined surface, the model of interpenetrating media was used, and when describing the process of ice growth, a technique based on the equations of continuity and conservation of energy was used. Concerning the example of the NACA 0012 airfoil, systematic studies of the effect of icing on an aircraft were carried out in a wide range of flight and meteorological parameters; the calculation results in the form of four-parameter nomograms are presented. The given systematization of the results will make it possible to quickly analyze the icing hazard along the planned flight route in known meteorological conditions, as well as during the flight using current meteorological data, to develop recommendations for changing the flight plan. The technique can be supplemented with a detailed account of the effect of icing on the aerodynamic characteristics, stability and controllability of the aircraft.В определенных летных условиях переохлаждённые капли воды, содержащиеся в облаках, могут замерзать, попадая на аэродинамические поверхности летательных аппаратов. Образующаяся наледь может оказывать существенное влияние на аэродинамику самолета, изменяя шероховатость поверхности и ее форму. При этом вопрос определения степени негативного влияния обледенения на летательный аппарат, который имеет определенные компоновку, аэродинамическую форму и размеры при полете в заданных метеорологических и летных условиях, является достаточно сложным и все еще остается далеким от завершения. В работе предложено и проиллюстрировано методику определения степени негативного влияния обледенения на летательный аппарат, который находится в соответствии с нормативной документацией и существующей системой определений условий обледенения, и позволяет учитывать, как конфигурацию и размеры летательного аппарата, так и метеорологические и летные условия. Методика основана на разработанном программно-методическом обеспечении, которое позволяет численно моделировать процессы обледенения аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. При описании воздушно-капельного потока и процесса выпадения влаги на обтекаемую поверхность использована модель взаимопроникающих сред, а при описании процесса нарастания льда – методика, базирующаяся на уравнениях неразрывности и сохранения энергии. На примере профиля NACA 0012 проведены исследования влияния обледенения на летательный аппарат в широком диапазоне летных и метеорологических параметров, результаты расчетов представлены в виде четырехпараметрических номограмм. Приведенная систематизация результатов позволит быстро анализировать опасность обледенения по запланированному маршруту полета в известных метеорологических условиях, а также во время полета с использованием текущих данных о состоянии атмосферы, вырабатывать рекомендации по изменению плана полета. Методика может быть дополнена подробным учетом влияния обледенения на аэродинамические характеристики, устойчивость и управляемость летательного аппарата
МЕТОДЫ ГРАФИЧЕСКОГО ПОСТРОЕНИЯ ПРОЦЕССА ИЗГОТОВЛЕНИЯ СИЛОВОЙ ОБОЛОЧКИ КОМПОЗИТНЫХ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ
Get PDFСтаття посвячена питанню моделювання процесу виготовлення силової оболонки композитних паливних баків, які виготовляються методом намотування. При створенні деталей із композитів, одночасно вирішується завдання по проектуванню, створенню матеріалу і технології виготовлення. Беручи до уваги таку особливість композитів, удосконалення технології виготовлення є одною із самих важливих аспектів, визначаючих облік всієї конструкції. Таким чином, для отримання виробів, що відповідають сучасним вимогам ракетно-космічної техніки і визначаються високим коефіцієнтом вагової ефективності, є потреба в постійному вдосконаленню технології виготовлення. Сучасним напрямком розвитку технології є її моделювання за допомогою програмних інструментів. Їх використання дозволяє не тільки спростити розуміння процесу створення деталей із композитів, а і з високою автоматизацією опрацьовувати велику кількість конструктивно-технологічних рішень і структурних компоновок. Це дозволяє з високою ефективністю розробляти технологію виготовлення на етапі проектування, беручи до уваги технологічні і конструктивні особливості, які виявляють на етапі виготовлення. Висока увага приділена проблематиці формування поверхні намотування шарів силової оболонки в зоні полюсного отвору, у тому числі для паливних баків з днищами складної геометрії. Розглянутий процес графічної побудови формоутворення силової оболонки безлейнерного композитного паливного баку з малим полюсним отвором. Для підтвердження проведених робіт виготовлена дослідна конструкція суцільнокомпозитного паливного бака з малим полюсним отвором з вуглепластику. Ефективність прийнятих конструктивно-технологічних рішень підтверджена характером руйнування при випробуваннях. Представлена оцінка отриманих результатів і висновків про проведену роботові.The article is devoted to the problem of modeling the process of manufacturing a power cladding of composite fuel tanks obtained by the winding method. When studying the process of winding a fuel tank, much attention is paid to the formation of its bottoms. The formation of a massive pole thickening in the load-bearing shell, which is created during the pole rotation near the choke, creates not only excessive weight of the structure, but also creates significant axial forces. The gradual retraction of spiral layers and the creation of zoning can significantly relieve this part of the structure. In this case, the task is to correctly calculate and graphically display the obtained layered structures. The task becomes more complicated when studying the issue of winding the ends of a complex shape. To solve this problem, the process of graphical construction of the shaping of the power shell of a lineless composite fuel tank with a small pole hole is considered. The model is based on a mathematical representation of the forming mandrel function for the first layer, and iterating it for subsequent ones, taking subsequent surfaces as reference. To implement the model, 3D CAD systems are applicable, which allow working with functions and parameterization. High attention is paid to the problems of forming the winding surface of the layers of the power shell in the area of the pole hole, including for fuel tanks with bottoms of complex geometry. The effectiveness of the structural and technological decisions is confirmed by the nature of the destruction during the tests. The resulting model was confirmed during the manufacture of an experimental design.An assessment of the results obtained and conclusions on the work done are presented.Статья посвящена вопросу моделирования процесса изготовления силовой оболочки композитных топливных баков, получаемых методом намотки. При создании деталей из композита, одновременно решается задачи по проектированию, создании материала и технологии изготовления. Исходя из этой особенности композитов, совершенство технологии изготовления является одной из самых важных особенности, определяющей облик всей конструкции. Таким образом, для получения изделий обладающих высоким коэффициентом весовой эффективности, и выполняющих требования, применяемых при проектировании ракетно-космической техники, требуется постоянное усовершенствование технологии изготовления. Современным направлением развития технологии, является ее моделирование при помощи развивающихся программных инструментов. Их применение позволяет не только упростить процесс понимания создания деталей из композитов, а и с высокой автоматизацией прорабатывать множество конструктивно-технологических решений и структурных компоновок. Это позволяет с высокой эффективностю разрабатывать технологию изготовления на этапе проектирования, обращая внимания на технологические и конструктивные особенности, получаемые при изготовлении. Большое внимание уделено проблематике формирования поверхности намотки слоев силовой оболочки в зоне полюсного отверстия, в том числе для топливных баков с днищами сложной формы. Рассмотрен процесс графического построения формообразования силовой оболочки безлейнерного композитного топливного бака с малым полюсным отверстием. Для подтверждения проведенных работ изготовлена опытная конструкция цельнокомпозитного топливного бака с малым полюсным отверстием из углепластика. Эффективность принятых конструктивно-технологических решений подтверждена характером разрушения при испытаниях. Представлена оценка полученных результатов и выводы по проделанной работе
АЛГОРИТМ ОЦЕНКИ ЛЕСНЫХ РЕСУРСОВ ПО ДАННЫМ ДИСТАНЦИОННОГО МОНИТОРИНГА ЗЕМЛИ
Get PDFУ статті представлений алгоритм оцінки деяких таксаційних показників лісових фондів за даними дистанційного моніторингу. Розроблено програмний модуль, що виконує автоматичну оцінку кількісних характеристик лісових масивів. Запропонований метод використовує особливості спектрально - відбивних характеристик лісової рослинності, а застосування фільтрації дає можливість врахувати особливості розглянутих об'єктів. Як джерела даних використовувалися результати кольоровий і інфрачервоної цифровий аерофотозйомки з безпілотних літальних апаратів. Аналізувалися дані RGB і NIR (ближнього інфрачервоного діапазону) камер з високою роздільною здатністю. Обробка аерофотознімків проведена з використанням градієнтних методів, алгоритмів фільтрації й поділу знімків на зони. Використання вегетаційних індексів в якості ознак розпізнавання, значення яких розраховувалося на основі коефіцієнтів спектральної яскравості червоного та ближнього інфрачервоного діапазонів, дозволило скоротити час на ідентифікацію об'єктів зйомки. В роботі розглянуті як загальні, так і специфічні способи обробки ортофотопланів. Показана можливість безпосередньої оцінки деяких кількісних характеристик таксаційних показників шляхом використання прихованих закономірностей відбивних властивостей крон дерев, що містяться в зображенні. Розроблений алгоритм і програмний модуль надає можливість автоматизувати облік лісових ресурсів, проводити актуалізацію таксаційна бази даних, стежити за змінами характеристик лісів, для здійснення нагляду над їх станом, в найкоротші терміни отримувати об'єктивну інформацію про стан лісових фондів. Програма написана з використанням середовища розробки Pycharm. Програмний блок реалізована у вигляді окремого модуля і інтегрований в відкриту геоінформаційну систему QGIS.The article presents an algorithm for assessing some taxation indicators of forest resources based on remote monitoring data. A software module has been developed that automatically evaluates the quantitative characteristics of forest areas. The proposed method uses the features of the spectral - reflective characteristics of forest vegetation, and the use of filtration makes it possible to take into account the features of the objects under consideration. As data sources, the results of color and infrared digital aerial photography from unmanned aerial vehicles were used. High resolution RGB and NIR (near infrared) camera data were analyzed. The processing of aerial photographs was carried out using gradient methods, filtering algorithms and division of images into zones. The use of vegetation indices as recognition signs, the value of which was calculated based on the spectral brightness coefficients of the red and near infrared ranges, made it possible to reduce the time for identifying the objects of photography. The paper considers both general and specific methods of orthomosaic processing. The possibility of direct assessment of some quantitative characteristics of taxation indicators by using the hidden regularities of the reflective properties of tree crowns contained in the image is shown. The developed algorithm and software module makes it possible to automate the accounting of forest resources, to update the taxation database, to monitor changes in the characteristics of forests, to monitor their condition, to receive objective information on the condition of forest funds as soon as possible. The program is written using the Pycharm development environment. The software block is implemented as a separate module and integrated into the open geographic information system QGIS.В статье представлен алгоритм оценки некоторых таксационных показателей лесных фондов по данным дистанционного мониторинга. Разработан программный модуль, выполняющий автоматическую оценку количественных характеристик лесных массивов. Предложенный метод использует особенности спектрально - отражательных характеристик лесной растительности, а применение фильтрации дает возможность учесть особенности рассматриваемых объектов. В качестве источников данных использовались результаты цветной и инфракрасной цифровой аэрофотосъемки с беспилотных летательных аппаратов. Анализировались данные RGB и NIR (ближнего инфракрасного диапазона) камер с высоким разрешением. Обработка аэрофотоснимков проведена с использованием градиентных методов, алгоритмов фильтрации и разделения снимков на зоны. Использование вегетационных индексов в качестве признаков распознавания, значение которых рассчитывалось на основе коэффициентов спектральной яркости красного и ближнего инфракрасного диапазонов, позволило сократить время на идентификацию объектов съемки. В работе рассмотрены как общие, так и специфические способы обработки ортофотопланов. Показана возможность непосредственной оценки некоторых количественных характеристик таксационных показателей путем использования скрытых закономерностей отражательных свойств крон деревьев, содержащихся в изображении. Разработанный алгоритм и программный модуль предоставляет возможность автоматизировать учет лесных ресурсов, проводить актуализацию таксационной базы данных , следить за изменениями характеристик лесов, для осуществления надзора над их состоянием, в кратчайшие сроки получать объективную информацию о состоянии лесных фондов. Программа написана с использованием среды разработки Pycharm. Программный блок реализована в виде отдельного модуля и интегрирован в открытую геоинформационную систему QGIS
РЕЗУЛЬТАТИ ВИПРОБУВАНЬ ШВИДКОДІЮЧОГО СОЛЕНОЇДНОГО КЛАПАНУ ДЛЯ СИСТЕМИ ПОДАЧІ ЕРДУ
Get PDFToday in the world there are many electric propulsion systems based on the different types of thrusters. Most of them used gaseous propellent. Typical Electric propulsion system (EPS) consists of following main subsystems: the electric propulsion thruster that creates thrust; the power-processing and control unit which provides energy to all subsystems; the storage and feed system that performs functions of storing working substance in the tank and supplying the required amount of working substance to the thruster; Solenoid valve is a part of storage and feed systems. The feed system is an essential part of any electric propulsion system. The life cycle of the feed system is largely determined by lifetime of the valves and the amount of working substance in tank. Whereas the amount of working substance is selected based on the requirements for each specific mission valve parameters must be satisfying for various missions. Accordingly, the valves must have low power consumption, high reliability with a long lifetime (more than 106 cycles), low weight and dimensions. Solenoid valve is an electromechanical device that consists of moving part controlled by an electromagnet. Movement of the movable element and the seal are key parts of valve reliability. Presented solenoid valve design uses two membranes, which perform the function of centering the moving element and with the spring provide the required closing speed and the seal of the valve. The paper presents the problem of selecting critical elements that affect the solenoid valve's performance, procedure and test results required for the qualification of space equipment. Manufactured valve was successfully tested (vibration testing, response time testing with inlet pressure change, response time testing at different operating voltages, dependence of the valve actuation current on the operating voltage, temperature testing, lifetime tests) separately and as part of XFS according to the ECSS standards. As well as the successful implementation of presented valve into the flight xenon feed system for electric propulsion.Сьогодні в світі існує велика кількість електроракетних двигунних установок, заснованих на різних типах двигунів. Більшість з них використовують газоподібне робоче речовина. Традиційна електроракетна двигунна установка (ЕРДУ) складається з наступних основних підсистем: електроракетний двигун, що створює тягу; блок обробки і управління живленням, що забезпечує енергією всі підсистеми; система зберігання і подачі, що виконує функції зберігання робочого тіла в баку і подачі необхідної кількості робочої речовини в двигун. Електромагнітний клапан входить до складу системи зберігання та подачі. Система подачі є невід'ємною частиною будь-якої електроракетної двигунної установки. Термін служби системи подачі багато в чому визначається терміном служби клапанів і кількістю робочої речовини в балоні. У той час як кількість робочої речовини визначається виходячи з вимог для кожної конкретної місії, параметри клапана повинні бути задовільними для різних типів місій. Відповідно, клапани повинні мати низьке енергоспоживання, високу надійність з великим терміном експлуатації (більше 106 циклів), малу вагу і габарити. Електромагнітний клапан - це електромеханічний пристрій, що складається з рухомої частини, керованої електромагнітом. Переміщення рухомого елемента і ущільнення є ключовими складовими надійності клапана. У представленій конструкції електромагнітного клапана використовуються дві мембрани, які виконують функцію центрування рухомого елемента і разом з пружиною забезпечують необхідну швидкість закриття і ущільнення клапана. У статті представлена проблема вибору критичних елементів, які впливають на роботу електромагнітного клапана, процедури і результати випробувань, необхідних для атестації космічної техніки. Виготовлений клапан успішно пройшов випробування (вібраційні випробування, випробування часу спрацьовування зі зміною тиску на вході, випробування часу спрацьовування при різних робочих напругах, залежність струму спрацьовування клапана від робочої напруги, температурні випробування, ресурсні випробування) окремо і в складі XFS за стандартами ECSS. А також успішне впровадження представленого клапана в льотну систему подачі ксенону для електроракетного двигуна.Сегодня в мире существует множество электроракетных двигательных установок, основанных на разных типах двигателей. Большинство из них используют газообразное рабочее вещество. Традиционная электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) состоит из следующих основных подсистем: электроракетный двигатель, создающего тягу; блок обработки и управления питанием, обеспечивающий энергией все подсистемы; система хранения и подачи, выполняющая функции хранения рабочего тела в баке и подачи необходимого количества рабочего вещества в двигатель. Электромагнитный клапан входит в состав системы хранения и подачи. Система подачи является неотъемлемой частью любой электроракетной двигательной установки. Срок службы системы подачи во многом определяется сроком службы клапанов и количеством рабочего вещества в баллоне. В то время как количество рабочего вещества выбирается исходя из требований для каждой конкретной миссии, параметры клапана должны быть удовлетворительными для различных типов миссий. Соответственно, клапаны должны иметь низкое энергопотребление, высокую надежность с большим сроком эксплуатации (более 106 циклов), малый вес и габариты. Электромагнитный клапан — это электромеханическое устройство, состоящее из подвижной части, управляемой электромагнитом. Перемещение подвижного элемента и уплотнения являются ключевыми составляющими надежности клапана. В представленной конструкции электромагнитного клапана используются две мембраны, которые выполняют функцию центрирования подвижного элемента и вместе с пружиной обеспечивают необходимую скорость закрытия и уплотнение клапана. В статье представлена проблема выбора критических элементов, влияющих на работу электромагнитного клапана, процедуры и результаты испытаний, необходимых для аттестации космического оборудования. Изготовленный клапан успешно прошел испытания (вибрационные испытание, испытание времени срабатывания с изменением давления на входе, испытание времени срабатывания при различных рабочих напряжениях, зависимость тока срабатывания клапана от рабочего напряжения, температурные испытания, ресурсные испытания) отдельно и в составе XFS по стандартам ECSS. А также успешное внедрение представленного клапана в летную систему подачи ксенона для электроракетного двигателя
ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ТЕХНОЛОГИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ SLM ДЛЯ КОМПОНЕНТОВ ЖРД
Get PDFIn view of the growing competition in the modern market for rocket and space technology products, the issue of maximizing the cost reduction of the process of its production is urgent. In particular, the rocket engine is traditionally one of the costliest and technologically demanding rocket units, which basically reduces the problem of reducing the cost of rocket production to the development of new, more technologically advanced and less costly, approaches to manufacturing LPRE components. Thus, it is of increased interest to use a relatively young method for producing parts by layer-by-layer melting of thin layers of metal powder by exposing it to high-power laser radiation. This method is a part of the methods of additive technologies and is called SLM (Selective Laser Melting). In order to assess the influence of the main features of the production of components, the study of hydraulic channels manufactured with the additive SLM technology was carried out, and a load-bearing element of the fastening structure was manufactured which geometry was obtained by applying topological optimization methods. The aim of the work is to determine the main hydraulic characteristics of inner channels of typical LPRE’s elements, as well as the limits of the technology applicability in terms of liquid-propellant rocket engines. The possibility of manufacturing elements, including hydraulic paths, was investigated: regeneratively cooled cylinders, throat inserts of a liquid-propellant engine, as well as experimental designs of film cooling rings were adapted to be produced by means of SLM. The possibility of producing thrust frame, the shape of which was obtained by the method of topological optimization, was investigated. Samples of designs of typical hydraulic channels, as well as the constituent elements of the design of the rocket engine chambers, were manufactured. The main hydraulic characteristics of the typical hydraulic channels, as well as the distinctive features of their production using the method of additive technologies SLM, were determined. The thrust frame, which geometry was obtained by means of topology optimization, was successfully manufactured.
Анотація. З огляду на зростання конкуренції на сучасному ринку виробів ракетно-космічної техніки, актуальним є питання максимального здешевлення процесу її виробництва. Зокрема, ракетний двигун традиційно є одним з найбільш витратних і технологічно вимогливих вузлів ракети, що в принципі, зводить задачу здешевлення ракетного виробництва до освоєння нових, більш технологічних і менш витратних, підходів до виготовлення компонентів РРД. Таким чином, являє підвищений інтерес використання відносно нового способу отримання деталей шляхом пошарового сплаву тонких шарів металевого порошку за допомогою впливу на нього потужного лазерного випромінювання. Такий спосіб є частиною методів адитивних технологій і називається SLM (Selective Laser Melting). Для оцінки впливу основних особливостей виробництва компонентів, проведено дослідження гідравлічних трактів, виготовлених методом адитивних технологій SLM, а також виготовлений силовий елемент конструкції кріплення, геометрія якого отримана шляхом застосування методів топологічної оптимізації. Метою роботи було визначення основних гідравлічних характеристик типових конструкцій елементів гідравлічних трактів, а також межі застосування технології в рамках побудови рідинних ракетних двигунів. Досліджено можливість виготовлення елементів, що включають в себе гідравлічні тракти: регенеративно-охолоджувальні циліндри, секції критичного перерізу РРД, а також дослідні конструкції поясів завісного охолодження. Досліджено можливість виробництва силового кріплення, форма якого отримана методом топологічної оптимізації. Виготовлені зразки конструкцій типових гідравлічних трактів, а також складові елементи конструкції камер РРД. Визначено основні гідравлічні характеристики типових конструкцій трактів, а також особливості їх отримання методом адитивних технологій SLM. Виготовлений елемент силового кріплення, конструкція якого отримана методом топологічної оптимізації.Ввиду возрастающей конкуренции на современном рынке изделий ракетно-космической техники, актуальным является вопрос максимального удешевления процесса ее производства. В частности, ракетный двигатель традиционно является одним из наиболее затратных и технологически требовательных узлов ракеты, что в принципе, сводит задачу удешевления ракетного производства к освоению новых, более технологичных и менее затратных, подходов изготовления компонентов ЖРД. Таким образом, представляет повышенный интерес использование относительно нового способа получения деталей путем послойного сплавления тонких слоев металлического порошка посредством воздействия на него мощного лазерного излучения. Такой способ является частью методов аддитивных технологий и называется SLM (Selective Laser Melting). Для оценки влияния основных особенностей производства компонентов, проведено исследование гидравлических трактов, изготовленных методом аддитивных технологий SLM, а также изготовлен силовой элемент конструкции крепления, геометрия которого получена путем применения методов топологической оптимизации. Целью работы было определение основных гидравлических характеристик типовых конструкций элементов гидравлических трактов, а также границы применимости технологии в рамках построения жидкостных ракетных двигателей. Исследована возможность изготовления элементов, включающих в себя гидравлические тракты: регенеративно-охлаждаемые цилиндры, секции критического сечения ЖРД, а также опытные конструкции поясов завесного охлаждения. Исследована возможность производства крепежного элемента, форма которого получена методом топологической оптимизации. Изготовлены образцы конструкций типовых гидравлических трактов, а также составляющие элементы конструкции камер ЖРД. Определены основные гидравлические характеристики типовых конструкций трактов, а также особенности их получения методом аддитивных технологий SLM. Изготовлен крепежный элемент, конструкция которого получена методом топологической оптимизации
НАГРЕВАТЕЛЬ ПОЛОГО КАТОДА С LaB6 ДЛЯ РАБОТЫ С ХОЛЛОВСКИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Get PDFThe article presents the results of design, development and laboratory tests at Space Electric Thruster Systems (Dnipro, Ukraine) of a hollow filament cathode based on lanthanum hexaboride (LaB6). The cathode is designed for joint operation with Hall thrusters of various input powers. The emitter material LaB6 is very promising, because has a high emissivity and low ionization potential. However, to realize all the advantages of considerate material, it is necessary to provide a sufficiently high operating temperature (1400 ° C). Therefore, when developing the filament cathode, special attention was focused on the development and research of one of the key elements of the filament cathode - the heater. Thermal calculations of the hollow cathode were carried out when it was heated with a heater, as well as when the cathode was operating in auto mode. The results of thermal calculations made it possible to identify the shortcomings of the cathode structure and parameters and determine the ways to eliminate them. Laboratory tests of a cathode with a different number of heater thermal shields have been carried out. The results obtained made it possible to provide the required operating temperature of the cathode emitter with a minimum number of heat shields. Laboratory tests of the cathode were carried out both in diode mode (to the external anode) and in conjunction with the ST-25 Hall thruster developed by the company. In the course of laboratory tests of the cathode, the power supplies for the discharge, the keeper, and the heater, which are components of the power processing unit of the Hall thruster, were used. In the frame of experimental studies, a cyclogram of the cathode starting process was obtained, which is necessary to form the Hall thruster starting sequence. The tests carried out confirmed the correctness of the selected technical solutions for the choice of the cathode and its heater. The developed cathode can be used both in low-power (up to 200 W) Hall thrusters and in thrusters with increased input power (up to 5 kW).У статті представлені результати розробки та лабораторних випробувань в компанії Space Electric Thruster Systems (м. Дніпро, Україна) накального полого катоду на базі гексабориду лантану (LaB6). Катод призначений для роботи спільно з холловскими двигунами різної питомої потужності. Матеріал емітеру LaB6 є досить перспективним, оскільки має високу емісійну властивість і низький потенціал іонізації. Однак, для реалізації всіх його переваг необхідно забезпечити достатньо вимоку робочу температуру (1400°С). Ось чому під час розробки накального катоду особливу увагу було сконцентровано на розробці та дослідженнях одного з ключових елементів накального катоду – нагрівача. Були проведені теплові розрахунки полого катоду при його нагріві за допомогою нагрівача, а також при роботі катоду в авторежимі. Результати теплових розрахунків дозволили виявити недоліки конструкції катоду та визначити шляхи їх усунення. Проведено лабораторні дослідження катоду з різною кількістю теплових екранів нагрівача. Отримані результати дозволили забезпечити потрібну робочу температуру емітеру катоду при мінімальній кількості теплових екранів. Лабораторні випробування катоду були проведені як в діодному режимі (на зовнішній анод), так і спільно з Холловским двигуном ST-25, розробленим в компанії. Впродовж лабораторних досліджень катоду використовувались джерела електроживлення розряду, кіперу та нагрівача, які входять у склад системи електроживлення Холловського двигуна. Під час проведення експериментальних досліджень боло отримано циклограму процесу запуску катоду, яка необхідна для формування циклограми запуску двигуна. Проведені випробування підтвердили правильність вибраних технічних рішень щодо конструкції катоду та його нагрівача. Розроблений катод може бути використаний як в малопотужних (до 200 Вт) Холловських двигунах, так і в двигунах підвищеної потужності (до 5 кВт). В статье представлены результаты разработки и лабораторных испытаний в компании Space Electric Thruster Systems (г. Днепр, Украина) накального полого катода на базе гексаборида лантана (LaB6). Катод предназначен для работы совместно с Холловскими двигателями различной мощности. Материал эмиттера LaB6 является весьма перспективным, т.к. обладает высокой эмиссионной способностью и низким потенциалом ионизации. Однако, для реализации всех достоинств рассматриваемого материала необходимо обеспечить достаточно высокую рабочую температуру (1400°С). Поэтому при разработке накального катода особое внимание было сконцентрировано на разработке и исследовании одного из ключевых элементов накального катода - нагревателя. Были проведены тепловые расчеты полого катода при его нагреве с помощью нагревателя, а также при работе катода в авторежиме. Результаты тепловых расчетов позволили выявить недостатки конструкции катода и определить пути их устранения. Проведены лабораторные испытания катода с различным числом тепловых экранов нагревателя. Полученные результаты позволили обеспечить требуемую рабочую температуру эмиттера катода при минимальном числе тепловых экранов. Лабораторные испытания катода были проведены как в диодном режиме (на внешний анод), так и совместно с Холловским двигателем ST-25, разработанным в компании. В ходе лабораторных испытаний катода использовались источники электропитания разряда, кипера и нагревателя, входящие в состав системы электропитания Холловского двигателя. При проведения экспериментальных исследований была получена циклограмма процесса запуска катода, которая необходима для формирования циклограммы запуска двигателя. Проведенные испытания подтвердили правильность выбранных технических решений по выбору конструкции катода и его нагревателя. Разработанный катод может использоваться как в маломощных (до 200 Вт) Холловских двигателях, так и в двигателях повышенной мощности (до 5 кВт)
О ВЛИЯНИИ ФОРМЫ ГАЗОХОДА НА ВЕЛИЧИНУ АКУСТИЧЕСКИХ НАГРУЗОК ПРИ СТАРТЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С ОДНИМ СОПЛОВЫМ БЛОКОМ
Get PDFПід час запуску ракет космічного призначення використовують газодинамічний тип старту з відкритих стартових майданчиків. Він супроводжується виникненням величезних газодинамічних і акустичних навантажень, які впливають як на ракету-носій з корисним вантажем, так і на наземні споруди в цілому. Одним із шляхів зменшення цих навантажень є застосування газоходів з газовідбивачамиі зі спеціальною формою і габаритами. Мета цієї роботи - застосуванням моделювання чисельними методами показати, як змінюються акустичні навантаження при зміні геометричних параметрів газоходу. Виконано моделювання газодинамічного старту ракети зі стартового столу, де відпрацьовані струмені газу відводяться за допомогою газоходу (рис. 1, 2). Розрахунки виконані для моменту часу, коли відстань між зрізом сопла і входом в газохід дорівнює 9400 мм. Число Маха на зрізі сопла становить 3.95, а температура - близько 1820 К. Рівень нерозрахунковості при цьому становить 0.48. В ході роботи, глибина газоходу (h) приймає значення - 5500 мм, 6500 мм, 7500 мм, при цьому кут нахилу газовідбивача (φ) становить - 61.9о, 66.6о і 70о відповідно. У даній роботі моделювання газодинамічних процесів проведено із застосуванням нестаціонарних усереднених по Рейнольдсу рівнянь Нав'є-Стокса з використанням моделі турбулентності k-ω SST. Для оцінки акустичних навантажень використані моделі широкосмугового шуму. На основі результатів розрахунків побудовані картини розподілів числа Маха, тиску, температури, рівня акустичної потужності всередині газоходу. З'ясовано, що зі збільшенням глибини газоходу акустична потужність реактивного струменя практично залишається незмінною, але зменшується рівень акустичної потужності випромінювання шуму в середовищі. Розрахунки показали, що чим менше глибина газоходу, тим вище рівень акустичної потужності середовища. Наприклад, при h = 7500мм середній рівень акустичної потужності в середовищі знаходиться в діапазоні 90 ÷ 110дБ, то при h = 5500мм він вже становить 110 ÷ 130дБ.The gas-dynamic type of launch from open launch sites is mainly used during the launch vehicles launching. Its accompanied by the occurrence of huge gas-dynamic and acoustic loads that affect both the payload and ground structures in general. The implementation of gas ducts with gas reflectors with a special shape and dimensions is one of the ways to reduce these loads. The purpose of this work is implementation of the numerical method of simulation to demonstrate changing acoustic loads when the geometric parameters of the gas duct change. The simulation of the gas-dynamic launch of the launch vehicle from the launch pad, where the spent jets are discharged with the help of a gas duct, has been conducted (Fig. 1, 2). The calculations were performed for the case when the distance between the nozzle exit and the gas inlet is 9400 mm. The Mach number at the nozzle exit is 3.95, and the temperature is about 1820 K. The nozzle pressure ratio is 0.48. In the current work, the depth of the gas duct (h) applies the values – 5500 mm, 6500 mm, 7500 mm, while the angle of inclination of the deflector (φ) is - 61.9о, 66.6о and 70о, respectively. In this paper, the simulation of gas-dynamic processes is carried out using non-stationary Reynolds-averaged Navier-Stokes equations using the k-ω SST turbulence model. Broadband noise models were used to assess acoustic loads.
Based on the calculation results, the distributions of the Mach number, pressure, temperature, and the acoustic power level inside of the gas duct are constructed. It was found out that with increasing of the gas duct depth the acoustic power of the jet remains unchanged, but the acoustic power level of noise radiation in the environment decreases. Calculations have shown that the shallower the gas duct depth, the higher the acoustic power level. For example, at h = 7500mm the average acoustic power level in the environment is in the range of 90 ÷ 110dB, then at h = 5500mm it is already 110 ÷ 130dB.При запуске ракет космического назначения в основном используют газодинамический тип старта с открытых стартовых площадок. Он сопровождаются возникновением огромных газодинамических и акустических нагрузок, которые воздействуют как на ракету-носитель с полезным грузом, так и на наземные сооружения в целом. Одним из путей уменьшения этих нагрузок является применение газоходов с газоотражателями со специальной формой и габаритами. Цель настоящей работы – применением моделирования численными методами показать, как уменьшаются акустические нагрузки при изменении геометрических параметров газохода. Выполнено моделирование газодинамического старта ракеты со стартового стола, где отработанные струи отводятся с помощью газохода (рис. 1, 2). Расчеты выполнены для момента времени, когда расстояние между срезом сопла и входом в газоход равняется 9400 мм. Число Маха на срезе сопла составляет 3.95, а температура – порядка 1820 К. Степень нерасчетности при этом составляет 0.48. В ходе работы, глубина газохода (h) принимает значения – 5500 мм, 6500 мм, 7500 мм, при этом угол наклона газоотражателя (φ) составляет – 61.9о, 66.6о и 70о соответственно. В настоящей работе моделирование газодинамических процессов проведено с применением нестационарных осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с использованием модели турбулентности k-ω SST. Для оценки акустических нагрузок использованы модели широкополосного шума. На основе результатов расчетов построены картины распределений числа Маха, давления, температуры, уровня акустической мощности внутри газохода. Выяснено, что с увеличением глубины газохода акустическая мощность реактивной струи практически остается неизменной, но уменьшается уровень акустической мощности излучения шума в среде. Расчеты показали, что чем меньше глубина газохода, тем выше уровень акустической мощности среды. Например, при h = 7500мм средний уровень акустической мощности в среде находится в диапазоне 90 ÷ 110дБ, то при h = 5500мм он уже составляет 110 ÷ 130дБ
МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЭКВИВАЛЕНТНОГО КАПИЛЛЯРНОГО ДИАМЕТРА ПОР СЕТОК С КВАДРАТНЫМИ ЯЧЕЙКАМИ
Get PDFThe article presents mathematical models for determining the bubble point diameter of the pores of meshes with micron sizes square cells of plain and full twill weaving. Analyzed are mathematical models developed by a number of researchers to determine the bubble point pore diameter of the meshes and their point pore pressure. The analysis of the mathematical models showed that they were developed on the basis of a number of assumptions that, to varying degrees, take into account the spatial shape of the mesh cells and the physicochemical processes when the free surface through the mesh. This undoubtedly affects the accuracy of analytical calculations that are based on the use of these models. In the presented work, mathematical models have been developed that take into account the complex spatial shape of the wires from which the mesh is made. Mathematical models have been developed for plain and twill weaving meshes. When developing mathematical models, it was assumed that the free surface is formed on a hole with elliptical edges. In this case, it is assumed that the points of contact of the free surface of a plain weave mesh correspond to the most distant points of the projection of the mesh cell. For full twill meshes, taking into account the structure of their weaving, it is assumed that the free surface is formed on two adjacent cells. The influence of the contact angle between the mesh surface and the working fluid was taken into account by analyzing the spatial shape of the mesh wires. The developed models make it possible to take into account the effect of liquids with a contact angle from zero to 90 degrees. Simplified mathematical models of the meshes have also been developed for the case of perfect wetting of the mesh surface with a liquid, when the contact angle is zero. The obtained mathematical models can be used in the design of capillary phase separators of liquid acquisition devices in zero gravity of spacecraft, as well as in the calculation of capillary devices of various technical systems, such as heat exchangers, gas-liquid mixers, chemical reactors, bubble filters, etc.У статті наведені математичні моделі для визначення еквівалентного капілярного діаметра пор сіток з квадратними вічками мікронних розмірів полотняного і саржевого типу плетення. Проведено аналіз математичних моделей для визначення еквівалентного капілярного діаметра пор сіток і їх капілярної утримуючої здатності, розроблених рядом дослідників. Аналіз математичних моделей показав, що вони розроблені виходячи з ряду припущень, які в різній мірі враховують просторову форму вічок сіток і фізико-хімічні процеси при проходженні через них поверхні розділу фаз. Це безумовно впливає на точність аналітичних розрахунків, які базуються на використанні даних моделей. У представленій роботі розроблені математичні моделі, які враховують складну просторову форму волокон, з яких виготовлена сітка. Математичні моделі розроблено для сіток полотняного і саржевого типу плетення. При створенні математичних моделей прийнято допущення, що поверхня розділу фаз формується на отворі з краями еліптичної форми. При цьому передбачається, що точки контакту поверхні розділу фаз на сітці полотняного типу плетіння відповідають найбільш віддаленим точкам проекції вічок сітки. Для сіток саржевого типу плетіння, з огляду на структуру їх плетіння, передбачається, що поверхня розділу фаз формується на двох сусідніх вічках. Вплив крайового кута змочування між поверхнею сітки і робочою рідиною враховувався за допомогою аналізу просторової форми волокон сіток. Розроблені моделі дозволяють враховувати вплив рідин з крайовим кутом змочування від нуля до 90 градусів. Також розроблено спрощені математичні моделі сіток для випадку повного змочування поверхні сіток, коли крайовий кут змочування дорівнює нулю. Отримані математичні моделі можуть бути використані при проектуванні капілярних роздільників фаз систем забезпечення суцільності палива у невагомості космічних літальних апаратів, а також при розрахунку капілярних пристроїв різноманітних технічних систем, таких як теплообмінники, газорідинні змішувачі, хімічні реактори, фільтри бульбашок та ін.В статье приведены математические модели для определения эквивалентного капиллярного диаметра пор сеток с квадратными ячейками микронных размеров полотняного и саржевого типа плетения. Проведен анализ математических моделей, разработанных рядом исследователей, для определения эквивалентного капиллярного диаметра пор сеток и их капиллярной удерживающей способности. Анализ математических моделей показал, что они разработаны исходя из ряда допущений, которые в различной степени учитывают пространственную форму ячеек сеток и физико-химические процессы при прохождении через них поверхности раздела фаз. Это несомненно влияет на точность аналитических расчетов, которые основаны на использовании данных моделей. В представленной работе разработаны математические модели, которые учитывают сложную пространственную форму проволок, из которых изготовлена сетка. Математические модели разработаны для сеток полотняного и саржевого типа плетения. При разработке математических моделей принято допущение, что поверхность раздела фаз формируется на отверстии с краями эллиптической формы. При этом предполагается, что точки контакта поверхности раздела фаз на сетке полотняного типа плетения соответствуют наиболее удаленным точкам проекции ячейки сетки. Для сеток саржевого типа плетения, учитывая структуру их плетения, предполагается, что поверхность раздела фаз формируется на двух соседних ячейках. Влияние краевого угла смачивания между поверхностью сетки и рабочей жидкостью учитывалось с помощью анализа пространственной формы проволок. Разработанные модели позволяют учитывать влияние жидкостей с краевым углом смачивания от нуля до 90 градусов. Также разработаны упрощенные математические модели сеток для случая полного смачивания поверхности жидкостью, когда краевой угол смачивания равен нулю. Полученные математические модели могут быть использованы при проектировании капиллярных фазоразделителей систем обеспечения сплошности компонентов топлива в невесомости космических летательных аппаратов, а также при расчете капиллярных устройств различных технических систем, таких как теплообменники, газожидкостные смесители, химические реакторы, пузырьковые фильтры и т.д
РАЦИОНАЛЬНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ УТИЛИЗАЦИИ ТЕПЛОТЫ СИСТЕМЫ ВЕНТИЛЯЦИИ ДЛЯ ТЕПЛОТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ ЗДАНИЯ
Get PDFАналітично проаналізовано та обґрунтовано раціональні технології ефективної утилізації теплової енергії системи вентиляції для гарячого водопостачання будівлі у холодний період року. Перша технологія передбачає застосування теплового насоса і теплового акумулятора, а друга технологія – застосування двохступеневого пластинчатого рекуператору, з гарантією необмерзання теплообмінних поверхонь в обох випадках. Використовуючи розроблену методику розрахунку параметрів системи вентиляції було визначено, що застосування схеми з тепловим насосом та тепловим акумулятором дозволить зменшити витрати умовного палива в два рази, порівняно із використанням газової колонки на тому ж об’єкті. Також, розроблена методика, що дозволяє визначити раціональну площу пластинчатого рекуператора в системі вентиляції будинку за умови необмерзання теплообмінних поверхонь без застосування допоміжних витрат енергоресурсів в системі опалення. В запропонованій технології розглядається застосування двохступеневої схеми, в якій рекуператор складається з двох секцій. У випадку, коли температура зовнішнього повітря більше критичної, то послідовно працюють обидві секції, що забезпечує раціональну площу теплообміну, та відповідно раціональне значення коефіцієнта рекуперації. Якщо ж температура зовнішнього повітря стає нижче критичної, то одна із секцій вимикається, зменшуючи площу теплообміну рекуператору до потрібного значення. Дане значення площі теплообміну визначається виходячи із умови невід’ємності температури повітря, що виходить в оточуюче середовище. Розроблена технологія утилізації теплоти системи вентиляції за допомогою двохступеневого рекуператору дозволяє забезпечити її надійну та безперервну роботу без обмерзання теплообмінних поверхонь та з раціональними значеннями коефіцієнта рекуперації (від 80 % та вище), що гарантує поєднання енергоефективності та компактності конструкції. Проаналізувавши особливості технології утилізації теплоти за допомогою теплового насосу та теплового акумулятора у холодний період року, та за допомогою кондиціонеру та теплового акумулятора в теплий період року, можна сказати про обґрунтовану необхідність створення єдиної цілорічної технології утилізації теплоти для системи гарячого водопостачання із застосування теплового насосу та теплового акумулятора.Analytically analyzed and substantiated rational technologies for efficient utilization of heat energy of the ventilation system for hot water supply of the building during the cold period. The first technology provides for the use of a heat pump and a heat accumulator, and the second technology - a two-stage plate recuperator with a guarantee of non-freezing of heat exchange surfaces in both cases. Using the developed methodology for calculating the parameters of the ventilation system, it was determined that the use of a scheme with a heat pump and a heat accumulator would reduce the consumption of equivalent fuel by half compared to using a gas water heater at the same facility. A technology has also been developed that makes it possible to determine the rational area of a plate recuperator in the ventilation system of a building, provided that the heat exchange surfaces are free from frost without using additional energy resources in the heating system. The proposed technology considers the use of a two-stage scheme, in which the recuperator consists of two sections. In the case when the outside air temperature is higher than the critical one, then both sections work sequentially, which provides a rational heat exchange area, and, accordingly, a rational value of the recuperation coefficient. If the outside air temperature becomes below the critical one, then one of the sections is turned off, reducing the heat exchange area of the recuperator to the required value. This value of the heat exchange area is determined based on the condition of non-negativity of the temperature of air leaving the environment. The developed technology of heat recovery from the ventilation system using a two-stage recuperator ensures its reliable and continuous operation without freezing of heat exchange surfaces and with rational values of the recuperation coefficient (from 80 % higher), which guarantees a combination of energy efficiency and compact design. Having analyzed the features of the heat recovery technology using a heat pump and a heat accumulator in the cold season, as well as using an air conditioner and a heat accumulator in the warm season, we can say about the justified need to create a unified year-round heat recovery technology for a hot water supply system using a heat pump and heat accumulator.Аналитически проанализированы и обоснованы рациональные технологии эффективной утилизации тепловой энергии системы вентиляции для горячего водоснабжения здания в холодный период. Первая технология предусматривает применение теплового насоса и теплового аккумулятора, а вторая технология – двухступенчатого пластинчатого рекуператора с гарантией необмерзания теплообменных поверхностей в обоих случаях. Используя разработанную методику расчета параметров системы вентиляции, было определено, что применение схемы с тепловым насосом и тепловым аккумулятором позволит уменьшить расходы условного топлива в два раза по сравнению с использованием газовой колонки на том же объекте. Также разработана технология, позволяющая определить рациональную площадь пластинчатого рекуператора в системе вентиляции здания при условии необмерзания теплообменных поверхностей без применения дополнительных затрат энергоресурсов в системе отопления. В предложенной технологии рассматривается применение двухступенчатой схемы, в которой рекуператор состоит из двух секций. В случае, когда температура внешнего воздуха больше критической, то последовательно работают обе секции, что обеспечивает рациональную площадь теплообмена, и, соответственно, рациональное значение коэффициента рекуперации. Если же температура внешнего воздуха становится ниже критической, то одна из секций выключается, уменьшая площадь теплообмена рекуператора до требуемого значения. Данное значение площади теплообмена определяется, исходя из условия неотрицательности температуры воздуха, уходящего в окружающую среду. Разработанная технология утилизации теплоты системы вентиляции с помощью двухступенчатого рекуператора позволяет обеспечить ее надежную и непрерывную работу без обмерзания теплообменных поверхностей и с рациональными значениями коэффициента рекуперации (от 80 % и выше), что гарантирует сочетание энергоэффективности и компактности конструкции. Проанализировав особенности технологии утилизации теплоты с помощью теплового насоса и теплового аккумулятора в холодный период года, а также с помощью кондиционера и теплового аккумулятора в теплый период года, можно сказать об обоснованной необходимости создания единой круглогодичной технологии утилизации теплоты для системы горячего водоснабжения с применением теплового насоса и теплового аккумулятора