Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ЧИСЕЛЬНЕ ДОСЛІДЖЕННЯ ВПЛИВУ РУЛІВ КЕРУВАННЯ НА АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ СУБОРБІТАЛЬНОЇ РАКЕТИ К110СУ
Get PDFAbstract. Aerodynamic research plays an important role in the development and design of aircraft. In particular, such studies can evaluate the characteristics of suborbital rockets in terms of maximum range, altitude and speed, determine the stability and controllability properties, and assess the mechanical loads acting on structural elements. An important aspect of aerodynamic analysis is the determination of aerodynamic forces and torques. This paper investigates and analyzes the aerodynamic characteristics of the K110 SU ultralight class suborbital rocket, taking into account the effect of control rudder deflection. The study was carried out by means of numerical modeling methods based on the Navier-Stokes equations using the SST k-ω turbulence model. The features of the flow around the surface of the rocket body in subsonic, transonic, and supersonic modes at the deviation of the control surfaces in the range of ±10° are analyzed. The data on the main aerodynamic characteristics of the rocket depending on the flight speed and the angle of deflection of the control surfaces were obtained. The structure of the flow, namely the vortex structures formed behind the control surfaces of the aerodynamic rudders and their interaction with the rocket stabilizers, is investigated. The obtained results allow for a deeper understanding of how rudder deflection affects the behavior of the rocket in the atmosphere at the stages of flight from subsonic to supersonic speeds and will be used to further develop the control system of the K110 SU ultralight rocket and optimize its aerodynamic characteristics. The results will be used in the development and design of the control system of the rocket.Анотація. Аеродинамічні дослідження відіграють важливу роль при розробці та конструюванні літальних апаратів. Зокрема, такі дослідження можуть дозволити оцінити характеристики суборбітальних ракет з точки зору максимальної дальності польоту, висоти та швидкості, визначити властивості стійкості та керованості, оцінити механічні навантаження, що діють на елементи конструкцій. Важливим аспектом аеродинамічного аналізу є визначення аеродинамічних сил і моментів. В роботі досліджено та проаналізовано аеродинамічні характеристики суборбітальної ракети надлегкого класу K110 SU з урахуванням впливу відхилення рулів управління. Дослідження було виконано за допомогою методів чисельного моделювання на основі рівнянь Нав’є-Стокса і з використанням моделі турбулентності SSTk-ω. Проаналізовано особливості течії навколо поверхні корпусу ракети на дозвукових, трансзвукових та надзвукових режимах при відхиленні управляючих поверхонь в діапазоні±10°. Отримано дані про основні аеродинамічні характеристики ракети в залежності від швидкості польоту та кута відхилення рулів управління. Досліджено структуру течії, а саме вихорові структури, що утворюються за керуючими поверхнями аеродинамічних рулів та їх взаємодію зі стабілізаторами ракети. Отримані результати дадуть змогу глибше зрозуміти як відхилення рулів впливає на поведінку ракети в атмосфері на етапах польоту від дозвуких до надзвуких швидкостей та будуть використанні для подальшої розробки системи управління надлегкої ракети K110 SUа також оптимізації аеродинамічних характеристик. Отримані результати будуть використані при розробці та проектуванні системи управління ракети
FORMATION OF THE EFFECTIVE FOCUS DISTANCE OF PYROTECHNIC DEVICES OF SEPARATION (SEPARATION) SYSTEMS OF LAUNCH ROCKET. LITERATURE REVIEW
Get PDFАнотація. У ракетно-космічній техніці (РКТ), одним із напрямків зниження маси конструкції та підвищення конкурентоздатності - є застосування піротехнічних систем розділення (СР) на основі лінійних кумулятивних зарядів (ЛКЗ). Вони легкі, дешеві та ефективні. ЛКЗ встановлюються на певній відстані від елементу конструкції, що розділяється. Відстань, що забезпечує найбільшу ефективність піротехнічних пристроїв (ПП) називається фокусною. В статті досліджено формування ефективної фокусної відстані піротехнічних пристроїв систем розділення (відділення) ракети-носія (РН). Встановлено, що фокусна відстань є важливим проектним параметром, який впливає на: ефективність та надійність спрацювання системи розділення РН; масу конструкції СР та РН, тощо. Проаналізовано фактори, що впливають на величину фокусної відстані, такі як: форма кумулятивної частини (КЧ) ЛКЗ; довжина кумулятивного струменю (КС); режим кумуляції; рівень технології виготовлення ЛКЗ; тип матеріалу перешкоди, тощо. Розглянуто вісьосиметричні циліндричні кумулятивні заряди (ЦКЗ) та плоско-симетричні ЛКЗ. Наведено результати досліджень різних дослідників у вигляді залежностей глибини проникнення КС в перешкоду для ЦКЗ та ЛКЗ. Описано складність аналізу та узагальнення наукової інформації з даної теми. Наведено приклади аналітичної роботи при вивчені існуючої інформації, таблицю з основними параметрами ЛКЗ, залежність ефективності проникнення КС ЛКЗ від величини фокусної відстані. Розглянуто діапазони фокусних відстаней встановлення ЛКЗ в РКТ. За результатом літературного огляду, запропоновано постановчу задачу визначення фокусної відстані встановлення ЛКЗ в корпусному відсіку РН, яка дозволяє врахувати вплив ряду факторів, в тому числі деформацій корпусного відсіку РН та технологічних допусків, що дозволить підвищити ефективність і надійність розділення елементів конструкції РН. Результати дослідження можуть бути використані при проектуванні та розробці СР на ЛКЗ для РН, оптимізації параметрів систем розділення РН, підвищення ефективності та надійності розділення елементів конструкції РН, зменшення маси та вартості РН. Матеріали статті можуть бути корисними для науковців та інженерів, які працюють в галузі РКТ; фахівців, які займаються проектуванням та розробкою систем розділення на ЛКЗ; викладачам та студентам вищих навчальних закладів.Abstract. In rocket and space technology (RST), reducing the mass of the launch vehicle (LV) design is considered a key factor for ensuring competitiveness. One of the promising directions in achieving this goal is the use of separation systems (SS) using pyrotechnic devices (PD) based on linear shaped charges (LSC). They are light, cheap and effective. LSC are installed at a certain distance from the dividing structural element. The distance that provides the greatest efficiency of PD is called the focal distance. The article examines the influence of the focal length of setting the cumulative PD on the process of separation of the element of the LV design. It was established that the focal length is an important design parameter that affects: the efficiency and reliability of the separation system of the LV; the weight of the structure of SS and LV, etc. The factors affecting the focal length were analyzed, such as: the shape of the cumulative part (CP) of the LSC; cumulative jet length (JL); cumulation mode; the level of technology for the production of LSC; type of obstacle material, etc. Axisymmetric cylindrical cumulative charges (CCC) and planar symmetric LSC are considered. The results of research by various researchers are given in the form of dependences of the depth of CP penetration into an obstacle for the CCC and LSC. The complexity of the analysis and generalization of scientific information on this topic is described. Examples of analytical work based on the study of existing information, a table with the main parameters of the LSC, the dependence of the penetration efficiency of the LSC on the size of the focal length are given. The ranges of focal lengths for the installation of LSC in RST are considered. According to the results of the literature review, a set task of determining the actual focal length of the LSC installation in the hull compartment of the LV is proposed, which allows taking into account the influence of a number of factors, including deformations of the LV body compartment and technological tolerances, which will increase the efficiency and reliability of the separation of the elements of the LV structure. The results of the research can be used in the design and development of SS on the LSC for LV, optimization of the parameters of LV separation systems, improvement of efficiency and reliability of separation of LV structural elements, reduction of LV mass and cost. The materials of the article can be useful for scientists and engineers working in the field of RCT; specialists engaged in the design and development of separation systems for liquid waste; teachers and students of higher educational institutions
ВПЛИВ МОДИФІКУВАННЯ ЛИВАРНИХ І ДЕФОРМОВАНИХ СПЛАВІВ НА МЕХАНІЧНІ ВЛАСТИВОСТІ КОМПОЗИЦІЙ
Get PDFAbstract. The work is devoted to the important and urgenttask of creating structures in mechanical engineering from various aluminum-basedalloy sandde for mable alloys with in creased and actively controlling mechanical properties. The regularities of the complex effect of modification with a powder modifier based on boron carbide B4C on the structure and mechanical properties of the alloy АМг6 of the Al−Mg system and AL2 Al−Si−Mg in the as-cast and heat-treated states have been determined. Complex parameters were improved by modification of aluminum melts and heat treatment of alloys in the solid state. The work uses modern the oretical and experimental methods of materials research, including the study of microstructure, X-ray structural analysis and mechanical tests. The structure and phase composition of alloys of the Al–Mg and Al–Si–Mg systems were in vestigatedat different cooling rates. The structure of unmodified AMg6 and AL2 alloys, which crystallized at different cooling rates, consists of weakly branched α-Al dendrites rounded in cross section of the solid solution and various intermetallic compounds. Determining the regularity of structure formation and properties of АМг6 and АЛ2 alloys in the modified stateis distinguished by the selection of multiphase dispersed intermetallic compounds of the type Al5SiFe, Al8SiFe2, TiС, TiВ2. An improved mode of heat treatment of alloys was developed, carried out according to the regime: heating temperature is 535 0С, exposure for 3.5 hours, cooling – in water with sequential aging at 175 0С, exposure for 3 hours. The established regularities made it possible to obtain the composition of modifications and thermo-time parameters of heat treatment. Obtained alloys with a significantly increased set of mechanical properties. As a result, a complex processing "modification of 0.05% B4C + heattreat ment" of the AMg6 alloy is recommended, which provides an increase in the strength limit to anaverage of 10%, and plasticity - 2 times compared to the original un modified state.Анотація. Робота присвячена важливій та актуальній задачі створенню конструкцій в машинобудуванні з різноманітних сплавів на основі алюмінію так і сплавів, що деформуються з підвищеними і активно управляючими механічними властивостями. Визначено закономірності комплексного впливу модифікування порошковим модифікатором на основі карбіду бору В4Сна структуру і механічні властивості сплаву АМг6 системи Al−Mg та АЛ2Al−Si−Mg в литому і термічно обробленому станах. Проведено удосконалення комплексних параметрів модифікуванням алюмінієвих розплавів та термічної обробки сплавів в твердому стані. В роботі використані сучасні теоретичні та експериментальні методи дослідження матеріалів включаючи вивчення мікроструктури, рентгеноструктурний аналіз та механічні випробування. Структуру і фазовий склад досліджено сплавів систем Al–Mg та Al–Si–Mg проведено при різних швидкостях охолодження. Структура немодифікованих сплавів АМг6 і АЛ2, які кристалізувалися при різних швидкостях охолодження, складається з слабо розгалужених, округлих у поперечному перерізі твердого розчину дендритів α-Al і різноманітних інтерметалічних сполук. Визначення закономірності формування структури та властивостей сплавів АМг6 та АЛ2у модифікованому стані відрізняється виділенням багатофазних дисперсних інтер металічних сполук типу Al5SiFe, Al8SiFe2, ТіС, ТіВ2. Розроблено удосконалений режим термічної обробки сплавів, проводили за режимом: температура нагрівання складає 535 0С, витримка протягом 3,5 години, охолодження − у воді з послідовним старінням, при 175 0С, витримка 3 год. Встановлені закономірності дозволили одержати склад модифікацій та термочасові параметри термічної обробки. Отриманні сплави з істотно підвищеними комплексом механічних властивостей. В результаті рекомендовано комплексну обробку «модифікування 0,05 % В4С + термообробку» сплаву АМг6, що забезпечує підвищення межі міцності в середньомудо 10 %, а пластичності − у 2 рази порівняно з вихідним немодифікованим станом
ВИКОРИСТАННЯ ДВОРІВНЕВОГО МЕХАНІЗМУ МАРШРУТИЗАЦІЇ УВАГИ ДЛЯ ПОКРАЩЕННЯ МАЛІХ МОДЕЛЕЙ YOLO
Get PDFAbstract. In recent years, UAVs have been able to cover most of the tasks previously performed by manned aircraft. As UAV technology continues to evolve, the number of drones in countries around the world is growing every year, and according to data showing global commercial drones by year and sales statistics, by 2025 there will be approximately 2679000 UAVs in the world, with a market size of approximately USD 12.6 billion. So, this indicates the rapid development of UAVs and their proliferation. However, the rapid growth in the field of UAVs increases the number of challenges associated with the recognition of moving objects. Factors that may affect the appearance of additional conditions may include changes in angle, variability of lighting, various variations in the size and shape of objects, overlapping objects, noise, etc. According to a study conducted in 2020, more than 70% of errors in object recognition in UAV images are due to insufficient accuracy of the algorithms. Given the above problems and challenges, the development of effective methods for detecting and recognizing objects for UAVs is an urgent and important task that requires further research and development. Therefore, this paper addresses the issue of improving small YOLO models with the help of a Bi-level routing attention mechanism. The study was conducted on the VisDrone2019 dataset. The evaluation results show certain advantages the usage of the Bi-level routing attention mechanism brings to the YOLOv9 algorithm, especially an increase of up to 1.3% in mean detection accuracy, compared to the baseline model. Along with the increase in accuracy, the intervention speed, model size, and number of floating-point operations per second (FLOPs) are considered. Study shows that an increase in accuracy decreases the speed of the model, therefore this tradeoff should be taken into account, to find balance for each separate use case.Анотація. За останні роки безпілотні літальні апарати (БПЛА) змогли покрити більшість завдань, які раніше виконували пілотовані літальні апарати. Оскільки технологія БПЛА продовжує розвиватися, а кількість безпілотних літальних апаратів у країнах по всьому світу зростає з кожним роком, про що свідчать данні, які відстежуються на глобальному ринку кожного року, а такожвідстежуютьсястатистичні дані продажів, то до 2025 року у світі буде приблизно 2 679000 БПЛА, з розмір ринку приблизно 12,6 мільярдів доларів США. Отже, це свідчить про стрімкий розвиток БПЛА та їх розповсюдження. Однак стрімке зростання в області БПЛА збільшує кількість проблем, пов'язаних з їх використанням, наприклад, з розпізнаванням рухомих об'єктів. Фактори, які можуть вплинути на появу додаткових умов, можуть включати зміни кута, мінливість освітлення, різні варіації розміру та форми об’єктів, накладання об’єктів, шум тощо. Згідно з дослідженнями, проведеними у 2020 році, понад 70% помилок у розпізнаванні об’єктів на зображеннях БПЛА пов’язані з недостатньою точністю алгоритмів. Враховуючи зазначені вище проблеми та виклики, розробка ефективних методів виявлення та розпізнавання об’єктів для БПЛА є актуальною та важливою задачею, яка потребує подальших досліджень та розробок. Устатті розглядається питання вдосконалення малих моделей YOLO за допомогою механізму уваги дворівневої маршрутизації. Дослідження проводилося на базі даних VisDrone2019. Результати оцінювання показують певні переваги, які надає алгоритму YOLOv9 використання дворівневого механізму маршрутизації, зокрема збільшення середньої точності виявлення до 1,3% у порівнянні з базовою моделлю. Разом із підвищенням точності враховуються швидкість втручання, розмір моделі та кількість операцій з плаваючою комою в секунду (FLOPs). Проведене дослідження показує, що підвищення точності знижує швидкість моделі, тому цей компроміс слід враховувати, щоб знайти баланс для кожного окремого випадку використання
АНАЛІЗ МОЖЛИВОСТІ ВИКОРИСТАННЯ РОЗРІЗНОГО ВАЛУ В З’ЄДНАННІ РУЛЬОВОГО ПРИВОДУ З АДР
Get PDFAnnotation. In the course of product development, tasks arise related to the need to modify the existing standard design in order to solve unplanned design problems that arise during operation. Let’s consider the solution of this problem on the example of design modification to eliminate gaps in the spline connection. In order to ensure the elimination of gaps in the splined connection of the steering drive with the ADR, which arise during manufacturing due to tolerances, it is proposed to perform a longitudinal cut along the entire length of the splines and installation of a spacer bushing with preloading. Calculations and strength tests of the finalized design of the steering drive shaft connection to the aerodynamic rudder were carried out. Comparison of the obtained experimental and calculated data is carried out. The finite element method and the MSC.NASTRAN software package based on it were used in the calculations. Analytical methods were also used for preliminary assessment. The results of the preliminary strength evaluation by analytical method showed that the strength of the split shaft is not ensured. Refining calculations of the stress-strain state of the split shaft with account geometrical and physical nonlinearity (type of analysis Nonlinear Static) have been carried out. The analysis of the results showed: satisfactory convergence of calculation of stress-strain states for the most distant point of section “petal” (high stresses in the zone of “slot” are caused by stress concentration); the strength of the shaft by normal stresses is not provided; the strength of the shaft by the von Mises criterion is provided. A decision was made to conduct static tests of the split shaft and a test program was developed. According to the test results, the strength of the split shaft is sufficient for all loading cases. According to the results of calculations and strength tests, the design of the split shaft with the installed spacer bushing can be accepted for use in the product. Analysis of the results of calculated and experimental data showed satisfactory convergence of the results when the IV theory of strength is used for analyzing the calculations.Анотація. Під час відпрацювання виробів виникають задачі пов’язані з необхідністю доробки існуючої штатної конструкції з метою вирішення незапланованих конструктивних завдань, які виникають при експлуатації. Розглянемо рішення даної задачі на прикладі доробки конструкції для усунення зазорів в шліцьовому з’єднані. В забезпечення виключення зазорів в шліцьовому з’єднанні рульового приводу з АДР, які виникають при виготовленні за рахунок допусків, запропоновано виконання повздовжнього різу валу вздовж всієї довжини шліців та встановлення розпірної втулки з попереднім натягом. Проведено розрахунки та випробування на міцність доробленої конструкції валу з’єднання рульового приводу з АДР. Проведено порівняння отриманих експериментальних та розрахункових даних. При проведенні розрахунків використовувався метод скінченних елементів і оснований на ньому програмний комплекс MSC.NASTRAN. Для попередньої оцінки використовувалися також аналітичні методи. Результати попередньої оцінки міцності аналітичним методом показали, що міцність розрізного валу не забезпечується. Проведені уточнюючі розрахунки напружено-деформованого стану розрізного валу з врахуванням геометричної та фізичної нелінійності (тип аналізу Nonlinear Static). Аналіз результатів показав: задовільну збіжність розрахунку НДС для максимально віддаленої точки перетину «пелюстка» (більші напруження в зоні «прорізі» обумовлені концентрацією напружень); міцність валу за нормальними напруженнями не забезпечується; міцність валу за критерієм Мізесу забезпечується. Прийняте рішення щодо проведення статичних випробувань розрізного валу та розроблена программа випробувань. За результатами випробувань міцність розрізного валу достатня для всіх випадків навантаження. а результатами проведених розрахунків та випробувань на міцність конструкцію розрізного валу з встановленою розпірною втулкою можливо прийняти до використання у виробі. Аналіз результатів розрахункових та експериментальних даних показав задовільну збіжність результатів при використанні для аналізу розрахунків IV-ї теорії міцності
ТОПОЛОГІЯ ІНТЕГРОВАНОЇ СУПУТНИКОВОЇ МЕРЕЖІ ЗВЯЗКУ НА ОСНОВІ ГЛОБАЛЬНИХ СУПУТНИКОВИХ СИСТЕМ І НЕВЕЛИКИХ КЛАСТЕРІВ КОСМІЧНИХ АПАРАТІВ
Get PDFAbstract. The concept of an integrated satellite system was developed, which combines two components: 1) a global grouping built on the basis of groups (segments) of different heights, for each of which the structure is maintained regularly; 2) a set of clusters of spacecraft is applied on a system basis, each of which is represented by a small orbital grouping and is used to solve the task of orbital service or the task related to the fight against space debris. According to the concept of an integrated satellite system, a set of functions (presented in different compositions in each segment) is integrated based on different height segments of its global grouping. To the set of functions of the global groupings of the system, the functions of organizing the application of the named set of clusters on a system basis are introduced. At the heart of the integrated satellite system is a single integrated communication network that combines the network of the global grouping and the network of clusters. The concept of the space vehicle cluster communication network and the general concept of cluster construction is developed. The groupings of the cluster include operational spacecraft and communication spacecraft, which have a stably supported angular orientation relative to the axes of the barycentric orbital coordinate system and implement communications based on optical communication lines or beams of a phased antenna array. These communication lines are software controlled (or have basic software control). Communication spacecraft provide the cluster's external communications and create the basic structure ("foundations") of the cluster's internal network. In addition, spacecraft-communicators are interconnected centers of "star" topological structures, which are created by the lines of joining operational spacecraft to them. The connection of spacecraft-communicators with operational spacecraft is carried out based on network technologies like those implemented in local networks and networks of megalopolises LoRa or LoRaWAN. In this way, a single cluster network is created. Examples of some specific variants of cluster groups and cluster networks are given. The concept of the topology of the unified global network of the integrated satellite system is presented. The nodes of the basic part of this network (basic network) are the spacecraft of the global grouping in a single design or the root spacecraft of the distributed satellites of this grouping, as well as the spacecraft-communicators of the cluster. The topology of the basic network for each current moment of operation is defined and constantly maintained (in the imaginary situation of no information to be transmitted by the communication line, the communication device still provides software orientation of the line, and service signals are transmitted through the line at specified time intervals). The complete network topology in addition to the basic network topology contains nodes that are represented by operational spacecraft attached to liaison spacecraft, as well as companion spacecraft attached to root spacecraft in distributed spacecraft in the global grouping (attachment technologies are like those applied in LoRa, LoRaWAN networks). The paper proposes a method of presenting information about the topology of an integrated satellite network in the tasks of its simulation modeling, as well as current tasks of its functioning. The method makes it possible to use an information-enhanced connectivity matrix, which contains not only data on the presence of a connection between a pair of network nodes, but also the possibility to "quickly" (with little time) obtain information about a pair of nodes implementing this connection, and about the types of communication devices used by nodes of this pair.Анотація. Отримала розвиток концепція інтегрованої супутникової системи, в якій поєднанні дві складових: 1) глобальне угруповання, побудоване на основі різновисоких угруповань (сегментів), для кожного з яких структура підтримується регулярною; 2) застосована на системній основі множина кластерів космічних апаратів, кожен з яких представлений невеликим орбітальним угрупованням і використовується для вирішення завдання орбітального сервісу або завдання, що пов’язане з боротьбою із космічним сміттям. Згідно концепції інтегрованої супутникової системи, на основі різновисоких сегментів її глобального угруповання інтегрована множина функцій (представлених у різному складів в кожному сегменті). До множини функцій глобальних угруповань системи введені функції організації застосування названої множини кластерів на системній основі. В основі інтегрованої супутникової системи єдина інтегрована мережа зв’язку,що поєднує мережу глобального угруповання і мережі кластерів.Розвинута концепція мережі зв’язку кластера космічних апаратів і загальна концепція побудови кластера. У складі угруповань кластера передбачені операційні космічні апарати і космічні апарати зв’язківці, які мають стабільно підтриману кутову орієнтацію відносно осей барицентричної орбітальної системи координат і реалізують зв’язки на основі ліній оптичного зв’язку або променів фазованої антенної решітки. Ці лінії зв’язку є програмно керованими (або мають базове програмне керування). Космічні апарати-зв’язківці забезпечують зовнішні зв’язки кластера, а також створюють базову структуру («основ») внутрішньої мережі кластера. Крім того, космічні апарати-зв’язківці є поєднаними між собою центрами «зіркових» топологічних структур, які створюютьсялініями приєднання до них операційних космічних апаратів. Поєднання космічних апаратів-зв’язківців з операційними космічними апаратами здійснюється на основі мережних технологій, аналогічних реалізованим в локальних мережах і мережах мегаполісів LoRa або LoRaWAN. Таким чином створюється єдина мережа кластера. Приведені приклади деяких конкретних варіантів кластерних груп і мереж кластерів. Представлена концепція топології єдиної глобальної мережі інтегрованої супутникової системи. Вузлами базової частини цієї мережі (базової мережі) є космічні апарати глобального угруповання в єдиному конструктивному виконанні або кореневі космічні апарати розподілених супутників цього угруповання, а також космічні апарати-зв’язківці кластера. Топологія базової мережі на кожний поточний момент функціонування визначена і постійно підтримується (при уявній ситуації відсутності інформації для передачі лінією зв’язку пристрій зв’язку все одно забезпечує програмну орієнтацію лінії, і через визначені інтервали часу лінією передаються службові сигнали). Повна топологія мережі на доданок до топології базової мережі містить вузли, які представлені операційними космічними апаратами, приєднаними до космічних апаратів-зв’язківців, а також супутніми космічними апаратами, приєднаними до кореневих космічних апаратів в розподілених космічних апаратах у глобальному угрупованні (технології приєднання аналогічнізастосованим в мережахLoRa, LoRaWAN). В роботі запропонований спосіб представлення інформації про топологію інтегрованої супутникової мережі в задачах її імітаційного моделювання, а також поточних задач її функціонування. Спосіб дає можливість використання інформаційно доповненої матриці зв’язності, яка містить не тільки дані про наявність зв’язку між парою вузлів мережі, а можливість «швидко» (з невеликими витратами часу) отримати інформацію про пару вузлів, що реалізує цей зв'язок, а також про види пристрів зв’язку, які застосовують вузли цієї пари
ДОСЛІДЖЕНЯ ЖАРОСТІКОСТІ ВУГЛЕЦЕВО-ВУГЛЕЦЕВИХ КОМПОЗИТНИХ МАТЕРІАЛІВ З ЗАХИСНИМИ ПОКРИТТЯМИ ОТРИМАННИМИ З ВИКОРИСТАННЯМ ФУНКЦІОНАЛЬНО АКТИВНИХ ШИХТ
Get PDFThis study focuses on the development of protective coatings for carbon-carbon composite materials (CCСM) used in high-temperature processes in aerospace engineering. CСCM have limitations due to their susceptibility to oxidation, erosion, and burnout in gas streams. Our research is aimed at creating protective coatings using functionally active charges (FAC) obtained under non-stationary temperature conditions and improving the performance of composites. The aim of our study is to identify the optimal compositions of powders for chromium-alloyed protective coatings using functionally active charges to increase the heat resistance of the working surface. We analyzed various methods of obtaining protective coatings, including chemical-thermal and liquid-phase saturation methods, to find out their peculiarities in interaction with the CCСM matrix and changes in their mechanical properties. In addition to the traditional methods, we have investigated the method of saturating the surface with a solid phase in an active gas environment using FAС, which are obtained under non-stationary temperature conditions. This method provides high quality coatings, reduces processing time and makes it possible to work at high temperatures depending on the composition of the spray coatings. Much attention was paid to the problem associated with chemical interaction and formation of carbide phases, which are important for ensuring the stability of coatings under high temperature conditions. Experimental studies include a factorial experiment to determine the compositions of powder mixtures that provide high heat resistance. Various independent variables, such as the content of chromium, silicon, titanium, and aluminum, were considered, taking into account their influence on the physical and mechanical properties of coatings. Particular attention was paid to the optimization of the parameters of thermal autoinitiation of the functionally active charge under process conditions. Regression equations are presented to evaluate the dependence of the wear resistance of coatings on the autoinitiation parameters and the content of alloying elements. The analysis of the study results includes the construction of three-dimensional graphical dependencies for optimizing the composition of powdered CBA in the Cr-Al-Ti and Cr-Al-Si systems. In practice, chromium-aluminum-siliconized coatings obtained under isothermal conditions, when tested for heat resistance, have a more porous surface through which oxygen penetrates to the surface of the HCCM. Compared to the coatings obtained using FAS, the heat resistance is 1.5-1.7 times higher, which can be explained by the higher concentration of chromium, aluminum, silicon, and titanium, which contribute to the formation of protective oxide membraness. The low-porosity surface of the coatings obtained using functionally active layers prevents oxygen from entering the material, contributing to the formation of oxide protective membranes such as SiO2, TiO2, Cr2O3, Al2O3.Дане дослідження зосереджується на розробці захисних покриттів для вуглець-вуглецевих композиційних матеріалів (УУКМ), які використовуються у високотемпературних процесах в аерокосмічній техніці. УУКМ мають обмеження через їхню чутливість до окислення, ерозії та вигоряння у газових потоках. Наше дослідження спрямоване на створення захисних покриттів з використанням функціонально активних шихт (ФАШ), які отримані при нестаціонарних температурних умовах і покращують експлуатаційні характеристики композитів. Метою нашого дослідження є виявлення оптимальних складів порошків для захисних покриттів, які легуються хромом, використовуючи функціонально активні шихти, для підвищення жаростійкості робочої поверхні. Проаналізувавши різні методи отримання захисних покриттів, включаючи хіміко-термічні методи та методи насичення з рідкої фази, щоб з'ясувати їхні особливості у взаємодії з матрицею УУКМ та зміну їхніх механічних властивостей. Крім традиційних методів, ми дослідили метод насичення поверхні твердою фазою в активному газовому середовищі за допомогою ФАШ, які отримані при нестаціонарних температурних умовах. Цей метод забезпечує високоякісні покриття, скорочує час обробки та дає можливість працювати при високих температурах залежно від складу ФАШ. Велика увага була приділена проблеми, пов'язаній з хімічною взаємодією та формуванням карбідних фаз, що є важливими для забезпечення стійкості покриттів у високотемпературних умовах. Експериментальні дослідження включають факторний експеримент для визначення складів порошкових сумішей, які забезпечують високу жаростійкість. Розглянуті різні незалежні змінні, такі як вміст хрому, кремнію, титану та алюмінію, з урахуванням їхнього впливу на фізико-механічні властивості покриттів. Особлива увага була приділена оптимізації параметрів термічної автоініціації функціонально активної шихти в умовах процесу. Наведено рівняння регресії для оцінки залежностей зносостійкості покриттів від параметрів автоініціації та змісту легуючих елементів. Аналіз результатів дослідження включає побудову тривимірних графічних залежностей для оптимізації складу порошкової ФАШ в системах Cr-Al-Ti і Cr-Al-Si. На практиці, хромоалюмосиліціровані покриття отримані при ізотермічних умовах, при досліджені на жаростійкість, мають більш пористу поверхню, через яку кисень проникає до поверхні ВВКМ. У порівнянні з покриттями отриманими з використанням ФАШ, жаростійкість в 1,5-1,7 раз вища, що можна пояснити більш високою концентрацією хрому, алюмінію, кремнію й титану, які сприяють утворенню захисних оксидних плівок. Мало пориста поверхня покриттів, отримана з використанням функціонально активних шарів, запобігає проникненню кисню в матеріал, сприяючи формуванню оксидних захисних плівок, таких як SiO2, TiO2, Cr2O3, Al2O3
DEVELOPMENT OF A CLASSIFIER FOR SPACE OBJECTDEORBITING SYSTEMS
Get PDFВ цій роботі наведено результати створення фасетної системи класифікації та розробки класифікатора для систем відведення космічних об'єктів з навколоземних орбіт. Основним завданнямроботибула розробка систематизованої та стандартизованої системи класифікації для систем відведення космічних об’єктів. В ході роботи були визначені основні класифікаційні ознаки систем відведення. Встановлено, що різні системи можуть мати однакові класифікаційні ознаки, що значно ускладнює визначення ієрархічного зв’язку. Внаслідок цього було обрано фасетний метод класифікації. Класифікаційні ознаки були розділені на дві групи: загальна група охоплює основні властивості системи відведення без вказівки на конкретні варіанти технічної реалізації, тоді як функціональна група включає технічні деталі реалізації системи. Для кожної класифікаційної ознаки були визначені фасети. На основі фасетної системи класифікації було розроблено класифікатор, що використовує паралельну систему кодування, де кожен фасет кодується окремо від інших. Для кодування ознак була обранадесяткова система. Структура кодування, зокрема, має формат "XXXXX-XXXX", де перші п’ять символів відповідають загальній групі, а наступні чотири символи- функціональній. За результатами роботи було розроблено систему класифікації та класифікатор систем відведення космічних об’єктів. Перевагою розробленої системи класифікації є її гнучкість та легкість у використанні. Завдяки використанню фасетного методу система може бути легко доповнена необхідними фасетами та розширена. Ця фасетна класифікаційна система надає можливість стандартизувати процеси розробки та моделювання систем відведення космічних об'єктів.This paper presents the results of the creation of a faceted classification system and the development of a classifier for space object deorbiting systems from Earth orbits. The main objective of the work was to develop a systematized and standardized classification system for space object deorbitingsystems. In the course of the work, the main classification features of the deorbitingsystems were identified. It was found that different systems can have the same classification features, which greatly complicates the determination of the hierarchical relationship. As a result, the faceted classification method was chosen. The classification features were divided into two groups: the general group covers the main properties of the deorbitingsystem without specifying specific technical implementation options, while the functional group includes technical details of the system implementation. Facets were defined for each classification feature. Based on the faceted classification system, a classifier was developed that uses a parallel coding system, where each facet is coded separately from the others. The decimal system was chosen to encode the features. The coding structure has the format "XXXXX-XXXX", where the first five characters correspond to the general group, and the following four to the functional group. Based on the results of the work, a classification system and a classifier of space object deorbitingsystems were developed. The advantage of the developed classification system is its flexibility and ease of use. Thanks to the use of the facet method, the system can be easily supplemented with the necessary facets and expanded. This faceted classification system makes it possible to standardize the development and modeling of space object deorbiting systems
MATHEMATICAL MODELING OF DIRECT ENERGY DEPOSITION PROCESSES
Get PDFВ цій роботі математичним шляхом проведено моделювання процесів прямого осадження (DED-технологія) 3Dсинтезу. Сучасний рівень розвитку науки і техніки вимагає для створення різних конструкцій застосування металів і сплавів, що мають високі фізичні та механічні властивості, що працюють в умовах агресивних середовищ при різних температурах і навантаженнях у виробах ракетно-космічної техніки. У зв'язку з цим особливого значення набуває отримання функціональних виробів з такого класу матеріалів з мінімальними витратами часу на відпрацювання конструкції та виробництво готового виробу. Найбільш перспективним методом швидкого формоутворення та прототипування виробів є об'ємний (3D) синтез з прямим лазерним наплавленням металевих порошків. Ця технологія дозволяє з високою точністю створювати деталі практично будь-якої складності. При цьому матеріал деталей, виготовлених технологією коаксіального лазерного наплавлення, має рівень фізико-механічних властивостей відповідних до традиційних технологій, або по де куди їх перевищує. Особливо важливо, що 3D-синтез з наплавленням металевих порошків дозволяє швидко змінювати склад матеріалу шляхом внесення в розплав різних порошків. Це дозволяє розробляти гібридні або градієнтні металеві композити. Промисловим та науковим розробкам технології 3D - синтезу з лазерним наплавленням металевих порошків та її впровадженню в промисловість приділяється велика увага. Однак фізика цих процесів через їхню складність вивчена недостатньо, і оптимізація параметрів кожного типу установки здійснюється, в основному, емпіричним шляхом. Розробка математичної моделі енергетичного балансу процесу лазерного наплавлення металевих порошків коаксіальним соплом дозволить визначити основні параметри вузлів та агрегатів систем подачі порошку, інертного газу та джерела лазерного випромінювання для встановлення прямого наплавлення металопорошку. Застосування даної математичної моделі практично дозволить виробничому персоналу полегшити завдання у виборі необхідного устаткування та визначення його параметрів.This work the matically models the processes of direct energy deposition (DED) 3D synthesis. The current level of scientific and technological developmentdem and sthe application of metal sandalloys with high strength, physical, and mechanical properties, operatingin aggressiveen viron ment satvarious temperatures and loadsin rocket and space technology. There fore, obtaining functional products from such materials with minimal time spenton design refine mentand product manu facturing becomesparticularly important. The most promisingmethod for rapid for ming and prototyp in gof product sisvolumetric (3D) syn the siswith coaxiallaserpowder deposition. This technology allow sfor the creation of parts of virtu allyany complexity with highprecision. Additionally, the material of parts manu facture dbycoaxia llaserpow derde position technology exhibits physical and mechanical properties comparable toor exceeding those of traditional technologies. Importantly, 3D syn the siswith laser powderde positionen ablesrapid material composition changesby in troducin gvariou spowdersin to the melt. This facilitates the development of hybrid orgradient metal composites. Considerable attention ispaid to industrial and scientific developments of 3D synthesis technology with laser powder deposition and it simple mentationin industry. However, dueto the complexity of the seprocesses, the physicsinvolved are not sufficiently understood, and the optimization of parameters fore achtype of equipmentis mostly empirical. Developing a ma the matical mode lof the energy balance of the coaxial nozzle laser powder deposition process willallow determining the main parameters of powder delivery systems, inertgas, and laserradiation sources for establishing directmetal powder deposition. The application of this mathematical model will practically help production personnel inselecting the necessary equipment and determining its parameters
Аналіз тенденції розвитку космічної галузі і надійності надання пускових послуг
Get PDFAn important task after the creation of a satellite is its launch by means of a launch vehicle (LV). The organization of spacecraft (SC) launch is a very complicated process, which includes solving several important issues such as obtaining a license for frequency bands, selecting a launch service provider, and meeting the requirements for the SC on the LV. Also important are the issues related to the mission of the CS and how this mission coincides with the trends in the space industry. The cost of these services and their reliability are also important. The purpose of this paper is to conduct an analytical review of the trends in the development of the space industry and launch service providers and to assess the reliability of these services. The main tasks of the research: analytical review of the development trend of launch services and directions of development of spacecraft missions; definition of the tasks of the launch organization; assessment of the reliability of launch services.The mission with which the space vehicles are launched is of great importance. It is the mission that determines the choice of orbits, the term of active existence, methods of disposal after the end of the term of active existence. The conducted analysis shows that the most promising and widespread are communication satellites and DZZ, which have a double meaning.Based on statistical data, the reliability of launch services is assessed. It is determined that the launch services provided by the main suppliers have high reliability (about 99%), and among the suppliers at the moment, taking into account the availability (number of launches) and reliability (100% in 2023), is the Falcon 9 LV. The analysis of the cost of launch services made it possible to estimate the preliminary costs of launching a SC depending on its mass and the launch service provider. Recommendations for the creation of new promising SC that can be used at the design stage have been obtained.Важливим завданням після створення супутника є його запуск за допомогою ракети-носія (РН). Організація запуску космічних апаратів (КА) це дуже не простий процес, який містить вирішення декілька таких важливих питань, як отримання ліцензії на частотні діапазони, вибір постачальника пускових послуг, забезпечення вимог до КА на РН. Важливим також є питання, які пов’язані з місією КА і наскільки ця місія збігається з тенденціями розвитку космічної галузі. Безумовно важливим є питання вартості цих послуг і їх надійності. Мета роботи – проведення аналітичного огляду тенденцій розвитку космічної галузі, постачальників пускових послуг і оцінка надійності надання цих послуг. Основні завдання досліджень:аналітичний огляд тенденції розвитку пускових послуг і напрямків розвитку місій КА; визначення завдань організації запуску КА; оцінка надійності пускових послуг. Велике значення має місія, з якою запускаються КА. Саме місія визначає вибір орбіт, термін активного існування,способи утилізації після закінчення терміну активного існування. Проведений аналіз показує, що найбільш перспективними і поширеними є супутники зв’язку і ДЗЗ, які мають подвійне значення. На основі статистичних даних проведена оцінка надійності надання пускових послуг. Визначено, що пускові послуги, які надаються основними постачальниками, мають високу надійність (близько 99%), а серед постачальників на даний момент, враховуючи доступність (кількість запусків) і надійність (100% в 2023 р.), є РН Falcon 9. Проведений аналіз вартості пускових послуг дозволив оцінити попередні витрати на запуск КА в залежності від його маси і постачальника пускових послуг. Отримані рекомендації до створення нових перспективних КА, які можна використовувати на стадії проєктування