Анотація: Одне з основних завдань під час проєктування систем розділення ступенів полягає у створенні системи з мінімальною масою, що забезпечить потрібну відносну швидкість розділення ступенів, мінімальну різнотяговість і виключить забруднення поверхонь космічних апаратів. За результатами розв’язання оптимізаційної задачі один із найоптимальніших варіантів – застосування одного пневмоштовхача для розділення ступенів, що забезпечить зменшення маси системи розділення у декілька разів за рахунок значного зменшення маси магістралей, сумарної маси пневмоштовхачів, маси газових балонів і елементів їх кріплення. Для попередньої оцінки процесу розділення і визначення можливості застосування одного пневмоштовхача для розділення ступенів було розроблено математичну модель у вигляді системи диференціальних рівнянь, яка описує процес розділення ступенів і проведений комплекс розрахунків. Аналіз результатів розрахунків показує, що у випадку застосування одного пневмоштовхача для зменшення реалізації аварійних випадків необхідно значно зменшити сили опору, які виникають у процесі розділення ступенів. Розглянуто результати експериментального відпрацювання системи розділення ступенів на прикладі ракет-носіїв сімейства «Циклон», змодельовано аварійний випадок – нештатне розстикування елементів конструкції ступенів, яке відбулося внаслідок зачепу кришок електроз’єднувачів і призвело до розвороту перехідного відсіку на кут, більший допустимого, описано методику експериментального визначення сил опору, наведено розрахункові значення, отримані на проєктній стадії, і порівняно їх з експериментальними даними. У процесі випробувань було визначено складові частини сил опору: зусилля розстикування електроз’єднувачів, зусилля розриву засобів герметизації і сили тертя на напрямних штирях. Для мінімізації сил опору вперше в практиці проєктування ракет-носіїв було запропоновано систему розділення, яка виключає фрикційні сили за рахунок використання альтернативної системи електроз’єднувачів з безконтактною передачею даних і дозволяє зменшити енергетичні втрати й кількість органів надання відносної швидкості системи розділення ступенів, що значно зменшить масу всієї системи. Проаналізовано сили опору, які виникають за рахунок розриву засобів герметизації, розроблено методику автономного відпрацювання засобів герметизації стику з метою визначення залежності зусилля розриву засобів герметизації від товщини їх шару, розроблено технологію їх нанесення на поверхню стику. Результати випробувань дозволили визначити необхідну товщину засобів герметизації стику й оптимальну технологію їх нанесення. Таким чином, зі зміною технології нанесення засобів герметизації максимальне зусилля опору в процесі розділення ступенів зменшилось у 2,3 раза та не перевищує максимальних і закладених під час проєктування. Результати досліджень дають цінні дані для проєктування систем розділення ступенів і розгінних блоків космічних апаратів ракет-носіїв і показують можливість застосування альтернативної системи електроз’єднувачів розділення ступенів.

Анотація: Високі вимоги до рівня витратно-тягових характеристик, що ставлять до сучасних твердопаливних двигунів в умовах жорстких масово-габаритних обмежень, потребують високого рівня заповнення камери згоряння твердим паливом. При цьому в процесі горіння заряду часто реалізується режим «ерозійного» горіння (збільшення швидкості горіння зі зростанням швидкості потоку продуктів згоряння твердого палива в каналі заряду). Зазначений режим може відігравати як негативну (нерозрахункове підвищення тиску в камері), так і позитивну роль (наприклад, збільшення тягоозброєності під час старту ракети). Це явище характерне для маршових двигунів ракет різного призначення (ракетні системи залпового вогню, зенітні керовані ракети, тактичні й авіаційні, стартово-розгінні ступені). Запропоновано методику розрахунку внутрішньобалістичних характеристик твердопаливного двигуна за наявності ерозійного горіння, яка потребує відносно незначних затрат часу та ресурсів. Методика базується на еквідистантній моделі горіння заряду з розбиванням його по довжині на ряд ділянок. Для кожного моменту часу роботи двигуна проводять розрахунок поверхні горіння та площі прохідного перерізу каналу кожної окремої ділянки з урахуванням впливу ерозійного ефекту, загальну поверхню горіння обчислюють як суму поверхонь горіння всіх ділянок. Швидкість газового потоку в каналі заряду на кожній ділянці визначають за допомогою газодинамічних функцій. Масова витрата двигуна є сумою масоприходів від усіх ділянок, при цьому швидкість горіння на кожній ділянці обчислюють з відповідним коефіцієнтом ерозії. Проведено розрахунки тиску в камері згоряння з використанням чотирьох варіантів моделей ерозійного горіння, запропонованих різними авторами. Усі моделі показали достатню для проєктної оцінки збіжність з результатами випробувань експериментального РДТП (зокрема, за рівнем максимального тиску та часу роботи). Обрана за результатами модель ерозійного горіння може бути використана під час проєктування нових двигунів на подібному за хімічним складом твердому паливі з подальшим уточненням параметрів цієї моделі на тестових зразках.

Анотація: Маршові двигуни на твердому паливі зенітних керованих ракет, а також деяких оперативнотактичних ракет мають, як правило, два режими роботи – стартовий (форсований) і маршовий (з пониженим рівнем витрати палива). Методи розрахунку внутрішньобалістичних характеристик таких двигунів мають ряд особливостей, які відрізняють їх від методів визначення характеристи к двигунів з постійним рівнем витрати. Метою цієї статті є аналіз таких особливостей, методів проектування, виявлення взаємозв’язків між параметрами витратної діаграми, визначення впливу на останню конструктивних особливостей двигуна та характеристик застосовуваного палива. Для її реалізації було розроблено метод аналітичних залежностей. Одержані рівняння свідчать, що потрібні параметри діаграм (у тому числі й перепад витратно-тягових характеристик між стартовим і маршовим режимами) можна забезпечити за рахунок варіювання або діаметра корпусу, або швидкості горіння палива, або за рахунок спільного змінення цих величин. У практичній діяльності можливі випадки, коли з будь-яких причин змінити діаметр корпусу або швидкість горіння палива неможливо, і вимоги до витратної діаграми не може бути виконано повною мірою. Завдання розробника двигуна у такому випадку полягає у визначенні прийнятних (альтернативних) діаграм витрати, найближчих до потрібних. Пропонований метод засновано на розрахунку та побудові номограм залежностей відносної витрати палива на маршовому режимі від відносного часу стартового відрізка за різних швидкостей горіння палива і постійного (потрібного) діаметра корпусу і навпаки, за різних значень діаметра корпусу і постійної (наявної) швидкості горіння палива. За допомогою цих номограм розробник ракети може визначити прийнятну для неї діаграму витрати. У ряді випадків на діаграму витратної характеристики накладаються конструктивні обмеження щодо окремих вузлів маршового двигуна, які впливають на потрібні її параметри. Подані матеріали дозволяють оцінити цей вплив та містять пропозиції щодо його усунення. Наведений метод дає змогу оперативно визначити умови, необхідні для виконання потрібних діаграм витрати продуктів згоряння палива, а у випадку невиконання цих умов – надати альтернативні варіанти для вибору найбільш прийнятного.

Анотація: Проведено математичне моделювання польоту триступеневої ракети-носія легкого класу, що виводить корисне навантаження на сонячно-синхронну орбіту заввишки 700 км, і угруповання спостережуваних об’єктів космічного сміття в умовах динамічно змінюваної каталогізованої космічної обстановки. З наближенням до моменту запуску каталогізовану космічну обстановку уточнюють, оскільки постійно змінюються кількість небезпечних об’єктів космічного сміття, спостережуваних в околі траєкторії ракети-носія, а також параметри їх зближення з ракетою-носієм: мінімальна відносна відстань, відносна швидкість, кут зустрічі і момент часу запуску, для якого виявлено небезпечне зближення. Небезпечні зближення для розглянутої траєкторії ракети-носія частіше спостерігаються з відносними швидкостями більше 8 км/с і кутами зустрічі менше 90 град, коливання яких у межах вікна запуску не перевищують 1,2 м/с і 0,035 град відповідно. При цьому гістограми розподілу відносної відстані, відносної швидкості і кута зустрічі від каталогу до каталогу змінюються незначно. Розподіл небезпечних зближень за часом моменту запуску у межах вікна нерівномірний, спостерігаються області з низькою кількістю небезпечних зближень і високою. Підтверджено небезпеку зіткнення ракети-носія зі спостережуваними об’єктами космічного сміття у запуску. Усього в розглянутому вікні моментів часу у день запуску виявлено більше десяти небезпечних зближень, з двома з яких спрогнозовано зближення на мінімальну відстань менше 1 км. Це свідчить про потребу вжити заходів щодо підвищення безпеки прольоту ракети-носія через угруповання спостережуваних об’єктів космічного сміття. Щоб підвищити безпеку виконання місії ракетаминосіями українського виробництва в умовах забрудненості навколоземного космічного простору, запропоновано створити систему передпускового аналізу космічної обстановки, завданнями якої є періодичний аналіз не менше одного разу на добу, виявлення небезпечних зближень, визначення їх параметрів і підготування даних для прийняття рішення про час запуску.

Анотація: Для контролю польоту ракет і визначення точності виведення на задану орбіту космічних апаратів необхідно забезпечити приймання телеметричної інформації з борту ракети-носія. Станції приймання телеметричної інформації можуть знаходитися як на суші, так і на кораблях. При розміщенні антенної системи такої станції на борту корабля найбільш істотно впливають на точність наведення антени качка та дрейф судна. Для забезпечення точного наведення антенної установки приймання телеметрії, розміщеної на борту корабля, розроблено алгоритм керування. Для реалізації заданих вимог запропоновано використовувати тривісний опорно-поворотний пристрій з віссю кута нахилу дзеркала. У статті визначено зв’язок кінематичних параметрів приводів опорно-поворотного пристрою антенної установки та параметрів руху ракети космічного призначення, визначено кути повороту приводів антенної установки по трьох осях, а також обрано закон зміни кутової швидкості по азимутальній осі, що враховує гранично можливу кутову швидкість, яку забезпечує привід азимутальної осі. Числове моделювання алгоритмів наведення антенної установки, за яких забезпечується стале приймання сигналів в умовах хитавиці корабля, проводилося у візуальному середовищі розроблення Embarcadero RAD Studio XE6. Для математичного моделювання було обрано кілька варіантів роботи приводів опорно-поворотного пристрою антенної установки, також було проаналізовано й обрано збурені умови хитавиці та дрейфу судна, застосовувані до кораблів малої водотоннажності. Моделювання підтвердило правильність розробленого алгоритму керування антеною і показало, що в умовах хитавиці корабля введення осі кута нахилу дзеркала дозволяє знизити вимоги до кінематичних параметрів приводів антени, а введення до складу антенної установки блока акселерометрів або приймача апаратури споживача інформації від супутникових навiгацiйних систем дозволить додатково збільшити точність визначення цілевказівок для антени та підвищити точність її наведення.

Анотація: Під час експериментального дослідження динамічних характеристик пневматичного стенда для випробувань високовитратних агрегатів автоматики рідинних ракетних двигунів було виявлено ефект збільшення на 20 – 35 % швидкості звуку в потоці газу, що рухається по каналу з гофрованою стінкою (металорукаву), який є частиною дренажної системи стенда. У статті наведено результати експериментів і вирішено завдання теоретичного обґрунтування ефекту. Зазначено, що його причинами можуть бути два взаємодоповнювані фактори – зниження стисливості газу під час завихреності та коливання стінки металорукава. Розглянуто фізичну модель, що описує зміну пружності і густини газу в умовах високої завихреності потоку. Передбачається, що в пристінковому шарі каналу утворюються тороїдні вихри (вихрові кільця), які переміщаються в турбулентне ядро потоку, де зменшують свій розмір і збільшують швидкість обертання навколо кільцевої осі тора. Гвинтова форма гофра забезпечує й осьове обертання, що підвищує стійкість вихрів. Інтенсивне обертання навколо кільцевої осі створює значні відцентрові сили, в результаті залежність тиску від густини газу і швидкість звуку збільшуються. Розроблено математичну модель, що описує зв’язані поздовжньо-поперечні коливання газу і гофрованої оболонки каналу. Зазначено, що в досліджуваній системі є два взаємовпливаючі типи хвиль – поздовжні, які, в основному, переносять уздовж каналу імпульси тиску газу, і поперечні, що переносять імпульси радіальної деформації оболонки. У результаті моделювання з’ясовано, що через поперечні коливання стінки швидкості поширення поздовжніх хвиль тиску газу (що мають ту ж довжину хвилі, що і в експериментах на стенді) виявляються вище адіабатичної швидкості звуку.

Анотація: Запропоновано метод аналізу динаміки маневрування в атмосфері літального апарата (далі ‒ апарата) з масовою асиметрією (поперечним зміщенням центру мас) під дією короткочасного знакозмінного, рознесеного в часі моменту від тяги двигунів. Двигуни встановлено на днище апарата на максимальній відстані від його поздовжньої осі. Послідовно розглянуто кутовий рух за номінальних і збурених характеристик апарата й умов польоту. Перед початком маневрування апарат виставляють під балансувальним кутом атаки, що визначається значенням поперечного зміщення центру мас і аеродинамічними характеристиками. Напрямок маневрування апарата в атмосфері залежить від діючих моментів сил і часового рознесення увімкнень двигунів на розгін і зупин кутового руху. В умовах відсутності збурень кутовий рух апарата частково має ознаки регулярної прецесії (практично сталі швидкість прецесії та кут нутації) та авторотації (близький до нуля кут власного обертання). Під дією збурень збільшується розкид параметрів кутового руху апарата, в основному за кутом прецесії, що характеризує зміни напрямку маневрування. Склад збурень містить розкид технічних характеристик апарата (положення центру мас, моментів інерції, аеродинамічних коефіцієнтів, швидкісного напору та ін.), похибок, пов’язаних з роботою двигунів (розкиди тяги, часу їх увімкнень і вимкнень, кутового виставлення їх поздовжніх осей). Для зменшення впливу збурень на параметри маневрування за зареєстрованими відхиленнями кутового руху від номінального після першого вимкнення двигуна розвороту введено термінальне керування для реалізації заданого кінцевого стану. За допомогою методу Монте-Карло (1000 варіантів випадкових реалізацій діючих збурень) підтверджено ефективність запропонованого термінального керування кутовим рухом апарата для забезпечення заданих параметрів маневрування.

Анотація: Основним завданням під час розробляння радіопрозорих головних антенних обтічників є створення конструкції, яка надійно захищає елементи літального апарата, чутливі прилади системи наведення від повітряного потоку, що набігає, та теплового нагрівання на всіх етапах функціонування виробу при забезпеченні вимог мінімальної маси, допустимої температури підобтічного простору, міцнісних, масово-центрувальних і радіотехнічних характеристик. Розроблення головного антенного обтічника – це вирішення комплексного завдання з ув’язування й оптимізації геометричних аспектів проектування з фізико-механічними, радіотехнічними та тепловими характеристиками матеріалів. У статті подано особливості розроблення радіопрозорих обтічників залежно від швидкості польоту літального ап арата, наведено основні вимоги до вибору геометрії зовнішніх контурів, розглянуто матеріали конструкції, які забезпечують необхідні радіотехнічні характеристики в поєднанні з мінімальною масою і необхідною міцністю, допустимою температурою середовища всередині обтічника. Розглянуто розроблений у КБ «Південне» для літального апарата, який розвиває швидкість до 5 М, головний антенний обтічник з обичайкою оживальної форми зі склопластику АФ-10ПО, термостійким наконечником та стикувальним шпангоутом, який виконано з алюмінієвого сплаву. Розглянуто методи проведення теплових і міцнісних розрахунків обичайки, подано результати розрахунків, які підтверджують працездатність конструкції. Для літального апарата, який розвиває швидкість більше 5 М, наведено варіанти конструкції з керамічними обичайками, способи їх стикування зі шпангоутами. Розглянуто основні принципи проектування радіопрозорих обтічників та особливості з’єднання керамічних обичайок зі стикувальними шпангоутами, а також наведено результати теплових і міцнісних розрахунків, які забезпечують працездатність конструкції й обладнання в підобтічному просторі.

Анотація: Під час виконання програми «Морський старт» після одержання від розробника системи керування ракети космічного призначення «Зеніт-3SL» дозволу на пуск в умовах дрейфу стартової платформи «Одіссей» від розрахункової точки старту постало завдання контролювати на складально-командному судні Sea Launch Commander параметри дрейфу (знесення) платформи. Щоб забезпечити точність виведення корисного навантаження було встановлено гранично-допустимі значення параметрів знесення платформи:  максимальна швидкість знесення – не більше 0,32 м/с;  максимальне прискорення знесення – не більше ±0,05 м/с2 ; максимальна відстань знесення від розрахункової точки старту – не більше 1950 м. У статті наведено алгоритм розрахування параметрів дрейфу платформи, що дає змогу обчислити швидкість і прискорення дрейфу, а також відстань від розрахункової точки старту до реальної точки розміщення платформи. Для розрахунку використано географічні координати  широту і довготу платформи за показаннями датчика GPS, установленого на платформі. Ці значення під час передстартової підготовки ракети космічного призначення передають на складальнокомандне судно на робочу станцію розрахунку навантажень у кореневому перерізі ракети з частотою 1 раз за секунду. Під час однієї з місій було розроблено й установлено на робочій станції розрахунку навантажень програму мовою С++, що реалізувала алгоритм розрахунку, який запропонували автори. Ця програма у реальному масштабі часу виводила на монітор комп’ютера контрольовані параметри знесення платформи, а також здійснювала їх допускний контроль. У цій же місії коректність розробленого алгоритму і правильність роботи програми було підтверджено під час виконання спеціального експерименту щодо дрейфу стартової платформи в точці старту. Далі їх було використано під час проведення наступних місій.