Обговорюються питання створення науково-методичного забезпечення розрахунку аерогазодинамічних характеристик ракет-носіїв. Приведена коротка характеристика методичного та програмного забезпечення, розробленого в IТМ НАН України та НКА України для проведення аеродинамічних розрахунків ракет-носіїв у проектах АКРК "Світязь-1" та "Оріль" космічної програми України.

Рассматриваются задачи динамического проектирования баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей космических аппаратов. Излагаются теоретические основы динамики полета, исследуются уравнения движения ракеты на активном участке, участке свободного полета, участке спуска в атмосфере, рассматриваются типовые задачи динамики переходных процессов, устойчивости и управляемости ракеты, рассеивания головных частей и выбора программ управления ракет.

Розглядаються основнi характеристики та конструктивнi особливостi єдиної експлуатованої на даний момент авiацiйно-космiчної системи "Пегас". Приводяться данi про компоновочну схему, систему наведення та керування, технологiю та використанi матерiали, енергетичнi характеристики, типову програму польоту та особливостi наземного обслуговування авiацiйно-космiчної системи.

Детально описується малогабаритний бортовий прискорювач електронів для ракетного експерименту Г60С - одна із реалізацій схеми прискорювача на ємнісних накопичувачах. Описано деякі основні технічні характеристики та робота в ході експерименту. Приведено короткий аналіз режиму роботи в ході експерименту.

Приведено огляд конструкцій головних аеродинамічних обтічників (ГАО) різних космічних ракет-носіїв (РН), призначених для комерційних пусків, перелік основних вимог до них. Зроблено висновок про перспективність застосування ГАО РН "Зеніт-2", що є універсальним для РН середнього класу у зв'язку з можливістю трансформування його розмірів до різних космічних апаратів.

Викладено методичні основи визначення амплітуд коливань рідинних ракет-носіїв. Задача розв'язується шляхом моделювання нелінійної динаміки системи "рідинна ракетна двигунна установка - корпус ракети". Результати моделювання динаміки вітчизняних ракет-носіїв порівнюються з даними політних випробувань.

Проаналізовано вплив акустичного випромінювання з боку рушійних установок на похибки гіроскопічного горизонту, зокрема його дію на рідинний маятниковий перемикач системи корекції гірогоризонту.

Проаналізовано механізм взаємодії акустичного випромінювання з боку ракетних двигунів із приладами керування ракет-носіїв (РН).

Встановлено закономірності виникнення хвильових процесів у пружних підвісах приладів керування космічних апаратів під впливом акустичного випромінювання. Проаналізовано динаміку носіїв кінетичного моменту за умов старту з поверхні Землі або з малого об'єму.

На основі аналізу існуючих в Україні проектів авіаційно-космічного ракетного комплексу (АКРК) визначено проблеми, які потрібно вирішити для забезпечення високих тактико-технічних та експлуатаційних характеристик комплексу повітряного базування на стадії його проектування. Для визначення вимог до конструкції перспективного АКРК запропоновано методику оцінки динамічних навантажень ракет-носіїв при їх повітряному старті з літака-носія.

Встановлено закономірності впливу технологічних параметрів установки та фізико-механічних характеристик обробки на якісні властивості за умов плазмово-іонної, іонно-променевої та комбінованої обробки. Розроблено фізичну модель взаємодії потоків заряджених часток із конструкційними матеріалами, яка дозволяє визначати поля температур і напружень, а також масовинесення у зоні дії потоків іонів та електронів. Запропоновано нову технологію комбінованої обробки деталей ракетно-космічної техніки, яка базується на іонно-променевій та плазмово-іонній технологіях, перевірених за лабораторних умов.

Освещены вопросы, связанные с созданием научно методического обеспечения исследования газодинамических процессов, сопровождающих функционирование различных объектов ракетно-космической техники. Приведен обзор созданных в ИТМ НАНУ и НКАУ методов и средств теоретического и экспериментального определения аэрогазодинамических параметров полных компоновок ракет-носителей, возвращаемых летательных аппаратов; исследования газодинамики минометного старта и термостатирования отсеков ракет-носителей на стартовых позициях и активном участке траектории; а также отдельных вопросов, связанных с гидрогазодинамикой систем двигателей малой тяги при их работе в импульсных режимах.

Предложен подход к обоснованию облика, проектных параметров и технических характеристик ракет-носителей по критерию чистого дисконтированного дохода. Получена зависимость для прогнозирования стоимости пуска.

Розкрито механізм пружної взаємодії акустичного випромінювання ракет-носіїв із двостепеневим поплавковим датчиком кутових швидкостей та проаналізовано умови виникнення акустичної девіації приладу.

Індекс рубрикатора НБУВ: О633.1-016.6

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Розроблено математичну модель для числових розрахунків спектра власних коливань рідинних ракет-носіїв пакетної компоновки. Для опису динамічної моделі механіко-гідравлічної системи використано елементи зі зведеними кусково-однорідними (балкового типу) розподіленими й зосередженими параметрами жорсткості та інтерційними характеристиками, для коливних мас рідини - механічні осцилятори. Наведено результати розрахунків власних частот і форм коливань конструктивного варіанта ракети-носія для початкової стадії польоту. Вивчено вплив інерції обертання і деформації зсуву елементів балкового типу на розрахункові величини власних частот коливань. Досліджено збіжність скінченноелементних розрахунків.

Теоретически определена динамическая податливость термодинамического демпфера продольных колебаний жидкостных ракет с учетом установки в паровую полость демпфера тонких металлических пластин и различных времен релаксации жидкости, пара и элементов конструкции демпфера. Показано, что путем выбора материала и количества пластин можно изменять собственную частоту колебаний жидкости в питающей магистрали и относительный коэффициент затухания колебаний и во многих случаях обеспечить продольную устойчивость жидкостной ракеты при сравнительно небольших размерах термодинамического демпфера.

Рассмотрены экспериментальные данные результатов измерений параметров внешних воздействий на ракету космического назначения (РКН). Полученные результаты могут быть использованы для определения нагрузок при расчетах общей, местной и циклической прочности элементов конструкции РКН.

Изложена методика разработки и применения методов холодных технологических испытаний при диагностировании исходного технического состояния пневмогидравлических систем ракет-носителей в производстве.

Рассмотрена задача управления движением малоразмерного беспилотного летательного аппарата на основе полной нелинейной математической модели. Для синтеза регулятора использован метод аналитического конструирования агрегированных регуляторов, построенный на принципах синергетической теории управления. Освещены основные этапы синтеза управлений. Приведены результаты моделирования полученной замкнутой системы.