Пошук академічних текстів

Інформація × Реєстраційний номер 0825U001163, Дисертація доктора філософії На здобуття Доктор філософії Дата захисту Статус Запланована Назва роботи Розроблення методичних підходів до проєктування суборбітальних ракет-носіїв Здобувач Пророка Владислав Аркадійович, Керівник Дронь Микола Михайлович Опонент Хорошилов Сергій Вікторович Опонент Клименко Дмитро Васильович Рецензент Ткачов Юрій Валентинович Рецензент Шевцов Василь Юхимович Опис Дисертаційна робота складається із вступу, 3 розділів, висновків, списку використаних джерел та додатків. Загальний обсяг роботи складає 201 сторінку, основний – 136 сторінок. Текст містить 42 таблиці і 36 рисунків. Список використаних джерел налічує 133 найменування. Метою дослідження є розроблення сукупності методичних підходів і практичних рекомендацій до проєктування суборбітальних ракет-носіїв для підвищення ефективності їх застосування. Об’єкт дослідження - процеси і методи проєктування суборбітальних ракет-носіїв, пошук шляхів підвищення їх можливостей та розширення сфер їх застосування. Предмет дослідження - сукупність теоретичних, науково-методичних положень, практичних рекомендацій та експериментальних досліджень щодо розробки методичних підходів до проєктування суборбітальних ракет-носіїв як окремого класу літальних апаратів. Методи дослідження. Теоретична основа дисертаційної роботи сформована шляхом застосування системного та структурного підходів до процесу проєктування СРН. Сутність системного підходу в рамках дослідження полягає у тому, що всі запропоновані у роботі рішення на різних рівнях ієрархії СРН були отримані в інтересах вирішення задач найвищого рівня – у відповідності до обраної цільової функції проєктування. Наукова новизна отриманих результатів роботи полягає у наступному: запропоновано і обґрунтовано розвиток напряму суборбітальних ракет-носіїв як частини вітчизняної ракетно-космічної діяльності, що в перспективі дозволить вирішити широке коло задач в інтересах науки, господарства та розробки літальних апаратів інших типів; вперше застосовано системний підхід до процесів проєктування суборбітальних ракет-носіїв як окремого класу літальних апаратів; розроблено класифікатор суборбітальних ракет-носіїв, що представляє собою їх поділ на 5 основних класів у відповідності до маси корисного вантажу, висоти апогею та призначення, що дозволяє для кожного з них встановити оптимальні значення проектних параметрів та проводити аналіз прийнятих рішень безпосередньо у процесі проектування; вперше для суборбітальних ракет-носіїв встановлено ступінь впливу форми та подовження носової частини та встановлення аеродинамічної голки на параметр висоти апогею за сталого значення маси корисного вантажу, що дає змогу підвищити ефективність застосування літальних апаратів цього типу. У представленій роботі набули подальшого розвитку розробки щодо застосування суборбітальних ракет-носіїв для виведення засобів перехоплення небажаних космічних об’єктів на низьких навколоземних орбітах. Здійснено порівняння способів виведення систем уводу космічних об’єктів за допомогою суборбітальної ракети-носія та традиційної ракети-носія з точки зору отримання виграшу у параметрі стартової маси. Практичне значення отриманих результатів. Застосування запропонованих методичних підходів дозволяє здійснювати пошук оптимальних варіантів суборбітальних ракет-носіїв з точки зору досягнення максимального значення висоти апогею. Розроблено методику оцінки аеродинамічних характеристик суборбітальних ракет-носіїв з використанням методів обчислювальної гідрогазодинаміки, що є універсальною і може бути застосована при проєктуванні ракет інших типів. Систематизація існуючих методик оцінювання параметрів твердих ракетних сумішевих палив та їх верифікація шляхом проведення стендових вогневих випробувань реальних ракетних двигунів дозволяє створювати високоенергетичні тверді ракетні палива з новими складами, що обумовлює підвищення ефективності застосування ракетних комплексів. Використання розробленої методики визначення оптимальних параметрів геометрії скріплених зарядів твердого палива з каналом у формі «зірки» дозволяє спростити процес проєктування РДТП шляхом отримання їх параметричних моделей з можливістю варіювання різними складами застосовуваного палива, його масою, геометричними параметрами корпусу РДТП та умовами всередині камери згорання для отримання заданих параметрів роботи двигуна. Сформульовані у дисертації положення дають можливість розробити комплекс методичних засад та прикладних пропозицій, які можуть бути використані як при практичних кроках до створення вітчизняних суборбітальних ракет-носіїв, так і в рамках освітнього процесу закладів вищої освіти України. Дата реєстрації 2025-04-07 Додано в НРАТ 2025-04-07 Закрити