Все свойства рабочих тел термомеханической системы являются двухпараметрическими, т.е. определяются двумя параметрами, чаще всего температурой и давлением, которые проще всего замеряются экспериментально. Практика представления изобарной теплоемкости функцией только температуры cp = f(T) уходит в прошлое. Существует два способа представления зависимости: аналитический и табличный. Для одиночных расчетов удобен табличный способ, но для серии расчетов удобнее аналитический. Преимущество аналитического описания в сравнении с табличным очевидно: компактность хранения информации без привязки к узловым точкам, возможность интегрировать и дифференцировать, зависимости могут быть встроены непосредственно в тело программы и не требовать специальных подпрограмм для обращения к таблицам. Разработчики программ расчета теплофизических свойств, как правило, используют функциональные зависимости, которые для разных диапазонов температур и давлений одного вещества могут иметь различный вид. Объясняется это тем, что в области близкой к кривой насыщения наблюдается резкие изменение всех теплофизических свойств веществ, в том числе и истинной теплоемкости. В термогазодинамических расчетах тепловых машин основным физическим параметром рабочего тела является его теплоемкость - как истинная, так и средняя. Представлены аналитические зависимости средних удельных изобарных теплоемкостей основных компонентов воздуха и продуктов сгорания углеводородных топлив, единые во всем указанном диапазоне давлений и температур (азот: р = 0,1 - 200 бар, Т = 150 - 2870 К; кислород: р = 1 - 200 бар, Т = 210 - 2870 К; аргон: р = 1...200 бар, Т = 190 - 1300 К; пары воды: р = 0,1 - 200 бар, Т = 700 - 2600 К; углекислый газ: р = 1 - 200 бар, Т = 390 - 2600 К), выведенные на основе полученных раннее аналитических выражений для истинных удельных изобарных теплоемкостей этих газов. Средние удельные изобарные теплоёмкости газов также являются функциями температуры и давления cp = f(T,P) и учитывают эффект термической диссоциации. Формулы для средних удельных изобарных теплоемкостей получены путем интегрирования выражений для истинных теплоемкостей. Произведена верификация полученных зависимостей для различных диапазонов температур.

Існуючі генератори сіток орієнтовані в основному на отримання неортогональних нерегулярних сіток, призначених для опису криволінійними межами обтічних тіл. Однак згущення сітки призводить до збільшення часу розрахунків, а неконформність сітки " до нефізічних ефектів. Розроблений пакет програм (ПП) для моделювання газотермодинамічних процесів орієнтований на істотно більш простий опис геометрії, через те, що використовує інший принцип підвищення гладкості рішення в місцях зі складною структурою поверхні. Цей принцип полягає в накладенні на потік таких джерел імпульсу та енергії, які еквівалентні за своїм впливом на потік взаємодії з твердою стінкою. ПП містить масковий генератор ортогональної регулярної сітки. Вихідними даними для побудови маски є створена в будь-якому CAD-додатку 3D-модель, яка зберігається в форматі STL і розміщується в каталозі проекту. Кожна комірка містить в собі інформацію про наявність тривимірного твердого тіла, проникності кожної грані гексаедру та напрямок вектора нормалі до обтічної поверхні. У зв'язку з цим, генератор створює 3 типи масок: об'ємну, поверхневу повної та неповної проникності, а також маску напрямних косинусів. Для отримання об'ємної (тілесної) маски з центру кожної комірки вздовж осей проводиться пряма та перевіряється її перетин із кожним трикутником, що апроксимує поверхню досліджуваного тіла. Парна кількість перетинань трикутників і прямої свідчить про наявність у комірці об'ємної маски. Поверхнева непроникна маска формується в трьох напрямках на розділі вільної комірки зайнятої об'ємної маскою. У разі необхідності введення напівпроникною маски її локалізація та міра призначається користувачем. Маска напрямних косинусів призначається в комірці, яка примикає до поверхневої непроникної маски. Значення напрямних косинусів присвоюються рівними відповідним значенням довколишнього трикутника, що апроксимує поверхню 3D-моделі. Згенеровані маски формуються у вигляді окремих файлів. Розроблено додаток для середовища SolidWorks, що надає можливість виконувати об'ємну візуалізацію. У вирішувальній програмі інформація про наявність об'ємної маски використовується наступним чином: об'ємна маска виключається з області рішення, поблизу поверхневої вирішуються автомодельні завдання, а за наявності напрямних властивостей - проводиться ізоентропічний поворот потоку.

Розробники безпілотних авіаційних комплексів змушені працювати в умовах суттєвих фінансових і ліцензійних обмежень. Більшою частиною страждає наземна складова комплексу, якій і без того віддається непріоритетне значення. Відомо лише два ефективних рішення для запуску швидкісних літальних апаратів (ЛА) - це потужна пневматична катапульта і піротехнічний стартовий прискорювач. Відпрацювання подібної техніки, навіть за умови належного фінансування і наявності дозвільної документації, досить ускладнене і вимагає полігонних умов. У зв'язку з цим, розробники змушені шукати ефективні рішення з суміжних областей техніки. Тому в якості системи похилого старту ЛА запропоновано реактивну пневмогідравлічну витиснювальну систему. Мета статті - визначення можливості використання стартової системи, принцип дії якої запозичений з іграшки "водяна ракета", для запуску з поверхні літального апарату. Задля цього розроблено комплексну нестаціонарну просторову модель системи старту, основу якої складає газотермодинамічна підмодель газового балону, замкнену підмоделями динаміки руху ЛА на траєкторії та витікання рідини з балону. Розроблений математичний апарат реалізовано у вигляді програмного алгоритму на мові Fortran-90. Проведено серію розрахунків динамічних характеристик стартового прискорювача при різних умовах спорядження - співвідношеннях води та повітря у балоні. Результати розрахунку отримано у вигляді континуальних відображень фізичних полів та інтегральних характеристик. У чисельному експерименті доведено принципову можливість використання пневмогідравлічної витиснювальної реактивної системи для вводу політ швидкісного ЛА. Апарат отримує задану початкову швидкість при досить помірному рівні стартового перевантаження - 5 гр в середньому. Виявлено, що наближений до нейтрального закон змінення стартового перевантаження можливо отримати, якщо маса рідини дорівнюватиме масі ЛА, що запускається. Проте, відкритими залишаються питання конструкції критичних вузлів системи старту.

Determination of specific fuel consumption of air-breathing engines is one of the problems of modeling their performance. As a rule, the estimation error of the specific fuel consumption while calculating air-breathing engine performance is greater than that of thrust. In this work, this is substantiated by the estimation error of the fuel-air ratio, which weakly affects thrust but significantly affects the specific fuel consumption. The presence of a significant error in the fuel-air ratio is explained by the use of simplified methods, which use the dependence of enthalpy as a function of mixture temperature and composition without taking into account the effect of pressure. The developed method to improve the calculation accuracy of specific fuel consumption of air-breathing engines is based on the correction of the fuel-air ratio in the combustor, determined by the existing mathematical models. The correction of the fuel-air ratio is made using the dependences of enthalpy on mixture temperature, pressure and composition. The enthalpy of the mixture is calculated through the average isobaric heat capacity obtained by integrating the isobaric heat capacity, depending on mixture temperature, pressure and composition. The calculation accuracy of the fuel-air ratio was verified by comparing it with the known experimental data on the combustion chamber of the General Electric CF6-80A engine (USA). The average calculation error of the fuel-air ratio does not exceed 3 %. The developed method was applied for correcting the specific fuel consumption for calculating the altitude-airspeed performance of the D436-148B turbofan engine (Ukraine), which made it possible to reduce the estimation error of the fuel-air ratio and specific fuel consumption to an average of 3 %.

Вигляд зенітних керованих ракет (ЗКР) - в цілому та їх системи управління - зокрема, має визначатися досвідом, втіленим у найбільш досконалих близьких аналогах, виходячи з основних взаємопов'язаних умов проектування. Ці умови мають випливати із заданого функціонального призначення об'єкта: методу наведення, дальності та висоти пораження повітряних цілей, особливостей типу цілей, способу пуску ракети, побудови системи управління. Запропоновано низку безрозмірних комплексів, які аналогічно ккд виражають досконалість тих чи інших характеристик ЗКР: швидкісні, висотні та маневрені. Як необхідну передумову аналізу досконалості втілених технічних рішень використовувався представницький масив тактико-технічних характеристик ЗКР. Запропоновано метод аналізу аерогазодинамічної досконалості відомих зразків ЗУР і подібних до них об'єктів на основі теорії подібності та розмірності з використанням критеріальних просторів. Наведено ряд прикладів застосування методу одержання експертних оцінок для забезпечення проектних робіт на етапі формування вигляду ракет у складі відповідних комплексів і систем. Виконано спробу осмислення доречності застосування та перспективності подальшого просування "популярних" сьогодні способів управління ЗКР (імпульсних мікродвигунів), а також принципів ураження цілей (hit-to-kill). Виявлено тенденцію поліпшення та розвитку зенітних керованих ракет.