ПІДВИЩЕННЯ МАСОВОЇ ДОСКОНАЛОСТІ КОМПОЗИТНИХ ЦИЛІНДРИЧНИХ ОБОЛОНОК БАКІВ РКТ

Nowadays, computing capabilities are gaining high performance. Software development has a very positive impact on the СAE of a system. A modern engineer always has tools in his arsenal that allow him not only to design but also to calculate a structure. Predict where the potential destruction will be, etc. Improving the mass sophistication of fuel tanks in rocket and space technology (RST) is an important task to ensure the safety and reliability of space missions. Fuel tanks are critical components of rocket and space technology, as they provide fuel storage and supply during launch and flight. Due to the high technical requirements for these systems, it is important to continuously improve their design and production to ensure high quality and reliability. This article highlights the main aspects of improving the mass sophistication of fuel tanks in RCTs by comparing the classical manufacturing of a wafer tank structure and a composite combination tank. First of all, it discusses the key requirements and standards that are defined for fuel tanks in order to ensure safety and efficiency.The article goes on to analyze the various methods and technologies used to manufacture and control the quality of fuel tanks, including the manufacture of tanks using traditional methods (wafer structures) and composite fuel tank winding. It analyzes the strength and durability of both designs and provides practical recommendations for the development of composite products. Finally, it highlights potential challenges and prospects for development in this area, such as the introduction of new materials, improved manufacturing processes, and the introduction of the latest numerical modeling techniques. Analysis and research of these issues can further improve the mass sophistication of fuel tanks in rocket and space technology and increase the overall reliability of space missionsВ наш час обчислювальні можливості набувають високих показників. Створення програмного забезпечення дуже позитивно впливає на САЕ системи. В арсеналі сучасного інженера завжди є інструменти, завдяки яким він може не тільки спроектувати, а й розрахувати конструкцію. Спрогнозувати, де буде потенційне руйнування тощо. Підвищення масової досконалості паливних баків у ракетно- космічній техніці (РКТ) є важливим завданням для забезпечення безпеки та надійності космічних місій. Паливні баки є критичними компонентами РКТ, оскільки вони забезпечують зберігання та постачання палива під час запуску та польоту. У зв'язку з високими технічними вимогами до цих систем, важливо постійно вдосконалювати їх конструкцію та виробництво для забезпечення високої якості та надійності.Ця стаття висвітлює основні аспекти підвищення масової досконалості паливних баків у РКТ на прикладі порівняння класичного виготовлення вафельної конструкції баку та композитного комбінованого баку. Перш за все, вона розглядає ключові вимоги та стандарти, які визначаються для паливних баків з метою забезпечення безпеки та ефективності. Далі у статті проаналізовано різноманітні методи та технології, які використовуються для виготовлення та контролю якості паливних баків, зокрема виготовлення баків традиційними методами (вафельні конструкції) та композитне намотування паливних баків. Проаналізовано міцність та стійкість обох варіантів конструкцій та надані практичні рекомендації для розробки композитних виробів. Нарешті, вона висвітлює потенційні виклики та перспективи розвитку в цій галузі, такі як впровадження нових матеріалів, вдосконалення процесів виробництва та впровадження новітніх методів чисельного моделювання. Аналіз та дослідження цих питань може сприяти подальшому покращенню масової досконалості паливних баків у РКТ та підвищенню загальної надійності космічних місій

СИНТЕЗ КОНСТРУКТОРСЬКИХ РІШЕНЬ ПРОЕКТУВАННЯ ЛОПАТКОВИХ МАШИН, ВИГОТОВЛЕНИХ АДИТИВНИМИ МЕТОДАМИ

Rocket and space technology is developing rapidly, opening up new opportunities for space exploration and space infrastructure development. Due to constant technological progress and innovations in the field of rocketry, modern rockets have become more reliable, powerful and efficient than previous models. One of the key areas in the modern production of space technology is the use of additive manufacturing, also known as 3D printing. This technology makes it possible to produce complex parts quickly, efficiently and with high precision using a variety of materials, including special metals and composite materials. The introduction of additive manufacturing solves several problems in the manufacture of parts for rocket and space technology. In the modern engineering design of vane machines used in turbine engines, compressors and other units, there is a growing interest in the use of advanced manufacturing technologies, including additive manufacturing. These manufacturing methods, in which components are created by layering material on top of digital 3D models, provide unique opportunities for creating complex geometries that were previously unattainable with traditional manufacturing methods. The purpose of the article is to investigate the synthesis of design solutions in the design of shovel machines, focusing on the use of additive manufacturing methods. First of all, it analyzes the advantages of these methods in the production of blade parts, such as reducing weight and material consumption, increasing the efficiency and strength of parts, as well as the possibility of creating individual and unique designs, taking into account the requirements of critical speed calculations. The geometry optimization is considered and the strength calculations of the structures before and after optimization are performed. The paper concludes with the prospects for the development of the use of additive technologies in the production of blade machines and indicates the possibilities for further research and improvement in this area.Розвиток ракетно-космічної техніки відбувається швидкими темпами, відкриваючи нові можливості для дослідження космосу та розвитку інфраструктури в космічній сфері. Завдяки постійному технологічному прогресу та інноваціям у галузі ракетобудування, сучасні ракети стали надійнішими, потужнішими та ефективнішими у порівнянні з попередніми моделями. Одним із ключових напрямків у сучасному виробництві космічної техніки є використання адитивного виробництва, відомого також як 3D-друкування. Ця технологія дозволяє виготовляти складні деталі швидко, ефективно та з високою точністю, використовуючи різноманітні матеріали, включаючи спеціальні метали та композитні матеріали. Впровадження адитивного виробництва вирішує декілька проблем у виготовленні деталей для ракетно-космічної техніки. В сучасному інженерному проектуванні лопаткових машин, які використовуються в турбінних двигунах, компресорах та інших агрегатах, нарощується інтерес до використання передових технологій виробництва, зокрема адитивного виробництва. Ці методи виробництва, в яких компоненти створюються шляхом нашарування матеріалу по шарах на основі цифрових 3D-моделей, надають унікальні можливості для створення складних геометричних форм, що раніше були недосяжними за допомогою традиційних виробничих методів. Мета статті дослідити синтез конструкторських рішень у проектуванні лопаткових машин, зосереджуючись на використанні адитивних методів виробництва. Перш за все, вона аналізує переваги цих методів у виробництві лопаткових деталей, такі як зниження ваги та витрат матеріалу, збільшення ефективності та міцності деталей, а також можливість створення індивідуальних та унікальних конструкцій з урахуванням вимог розрахунків критичних обертів. Розглянуто оптимізацію геометрії та виконані розрахунки на міцність конструкцій до оптимізації та після.У висновках наведено перспективи розвитку використання адитивних технологій у виробництві лопаткових машин і вказує на можливості подальшого дослідження та вдосконалення в цій області

ВИКОРИСТАННЯ ГАЗОДИНАМІЧНИХ ТРУБ У ВОГНЕВИХ ВИПРОБУВАЛЬНИХСТЕНДАХ РІДИННИХ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ МАЛОЇ ТЯГИ

This scientific article examines the process of designing a gas dynamic tube used for testing liquid rocket engines on firing stands with simulated vacuum conditions. The gas dynamic tube is an integral component of the extensive testing stand system as it facilitates the creation of a rarefied environment during the operation of the rocket engine. This is achieved through the creation of self-ejection, which, in turn, ensures uninterrupted gas flow through the nozzle. The article presents the results of testing the gas dynamic tube under real conditions, highlighting its effectiveness and reliability in operation. Additionally, a mathematical model for calculating the gas dynamic tube, implemented in the ANSYS software environment, is utilized, which corroborates the experimental data obtained. The process of designing and testing the gas dynamic tube reflects the importance of a meticulous scientific approach to the creation and optimization of components in large systems, such as testing stands for rocket engines. The research results pave the way for further advancement of technologies in this field and provide a foundation for further scientific exploration.У даній науковій статті розглядається процес проєктування газодинамічної труби, що використовується для випробування рідинних ракетних двигунів на вогневих стендах з імітацією вакуумних умов. Газодинамічна труба є важливою складовою обширної системи випробувального стенду, оскільки вона забезпечує формування розрідженого середовища під час роботи ракетного двигуна. Це досягається шляхом створення самоежекції, що, в свою чергу, забезпечує безвідривний потік газів через сопловий насадок. У статті представлені результати випробувань газодинамічної труби в реальних умовах, що підкреслює її ефективність та надійність в роботі. Також використовується математична модель розрахунку газодинамічної труби, реалізована у програмному середовищі ANSYS, яка підтверджує отримані експериментальні дані.Процес проектування та випробування газодинамічної труби відображає важливість ретельного наукового підходу до створення та оптимізації компонентів великих систем, таких як випробувальні стенди для ракетних двигунів. Результати досліджень відкривають шлях до подальшого вдосконалення технологій в цій області та забезпечують базу для подальших наукових досліджень

ДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСТАЦІОНАРНОЇ СИСТЕМИ УПРАВЛІННЯ ОБЕРТАЛЬНИМ РУХОМ РАКЕТИ

The rocket motion control system is time-varying, because its parameters during flight depend on the trajectory point and fuel consumptions. In the available sources, due attention is not paid to the development of a mathematical apparatus of an applied value for the quan- titative assessment of the dynamic characteristics of a time-varying system. The purpose of the work is to justify the possibility of an algorithm building for calcu- lating the parameters of a link with constant parameters, which is equivalent to a time- varying system in terms of dynamic characteristics at the selected trajectory section. The link’s parameters are found by using the criterion of equivalence of the array of values of the motion model’soutput signal and the analytical solution of the link’s differential equation for a given sequence of input signals. This makes it possible to use the mathematical apparatus of stationary systems to determine the indicators of the disturbances compensation. The model of the control system of the rocket’s rotational movement in one plane is taken as a linear differential equation with time-varying parameters without taking into ac- count the executive device inertia and other disturbances. The link with constant parameters is a fractional-rational function of the second order, for the determination of which a se- quence of signals is applied to the input of the system model, the duration of which depends on the desired stability margin on the roots plane of the characteristic polynomial. Using the example of a time-varying system for controlling the rocket’srotational movement in the yaw plane, the possibility of determining the parameters of the transition process of compensation for the disturbances characteristic of it is shown for the selected tra- jectory section. The obtained results can be used in the design of a motion control system with time- varying parameters. The next stage of the research is an assessment of the complexity level of the calcula- tion algorithm when increasing the order of the system’smathematical model.Система управління рухомракети є нестаціонарною, оскільки в процесі польоту її параметри залежать від точки траєкторії і витрат палива. В доступних джерелах роз- робці математичного апарату прикладного значення для кількісної оцінки динаміч- ниххарактеристик нестаціонарної системи належної уваги не приділяється. Мета роботи – обґрунтування можливості побудови алгоритму розрахункупара- метрів ланки з постійними параметрами, яка на вибраній дільниці траєкторії з погляду динамічних характеристик еквівалентнанестаціонарній системі. Параметри ланки знаходяться шляхом використання критерію еквівалентності масиву значень вихідного сигналу моделі рухута аналітичного рішення диференційного рівняння ланки при заданій послідовності сигналів на вході. Це дозволяє для визначен- ня показників компенсації збурень використати математичний апарат стаціонарних систем. Модель системи управління обертальним рухом ракети в одній площині прийня- та у вигляді лінійного диференційного рівняння із змінними у часі параметрами без врахування інерції виконавчого пристрою та інших збурень. Ланка з постійними пара- метрами являє собою дробово-раціональну функцію другого порядку, для визначення якої на вхід моделі системи подається послідовність сигналів, тривалість яких зале- жить від бажаного запасу стійкості на площині коренів характеристичного поліному. На прикладі нестаціонарної системи управління обертальним рухом ракети у площині рискання показана можливість визначення для вибраної дільниці траєкторії показників перехідного процесу компенсації характерних для неї збурень. Отримані результати можуть бути використані при проектуванні системи уп- равління рухом із змінними у часі параметрами. Наступний етап дослідження це оцінка рівня складності алгоритму розрахунків при збільшенні порядку математичної моделі системи

АНАЛІЗ КОРЕКТНОСТІ ПІДХОДІВ ДО ВИЗНАЧЕННЯ ПИТОМОГО ІМПУЛЬСУ ТЯГИ, СТВОРЕНОЇ РОБОЧИМ ТІЛОМ АВТОНОМНОЇ ТУРБІНИ РРД

For liquid rocket engines (LREs) utilizing the gas generator cycle, the resulting engine thrust is composed of two components: the thrust of the engine chamber and the thrust of the turbine exhaust nozzle. Over the years of LRE utilization, methodologies for calculating ideal thermo gas dynamic parameters of the chamber have been developed, large volumes of statistical data regarding specific impulse losses in engine chambers have been obtained, and approaches for predicting specific impulse and, consequently, thrust of the main chambers have been refined. A much more complex situation arises with determining the specific impulse of the thrust generated by the working fluid of an autonomous turbine: significant limitations in information regarding methods for calculating this parameter have been found during literature analysis, and the available statistics exhibit contradictory characteristics. Accurate prediction of the specific impulse of the thrust from turbine exhaust nozzles allows for a more rational selection of design parameters (e.g., combustion chamber pressure) during the development of a new engine and is particularly important in cases where the spent gas generator gas is used to create control efforts. As the rocket and space industry historically developed under conditions of increased secrecy, many approaches and design methods for LREs remain known only to design bureaus and research institutes that were founded and developed during the heyday of rocket and space technology. This complicates the situation for new, young aerospace companies, as they must either conduct physical tests, which require expensive specific test equipment and increase the time and cost of engine development, or use numerical modeling, which, although to some extent allows for the replacement of physical experimentation, requires model verification and confirmation of the assumptions made. Furthermore, considering the military focus of rocket-related topics in the past, it cannot be excluded that intentionally distorted information may be present in open sources. Thus, considering the global trend of increasing the number of startups in the rocket and space industry, the identification of reliable and open sources of information becomes an important task. In this work, data from open sources regarding the specific impulse of the thrust from turbine exhaust nozzles of existing LREs were analyzed, revealing significant inconsistencies in the declared energy parameters. Numerical modeling of generator gas leakage from the nozzle of the exhaust gas duct of the RD-111 engine turbine has been conducted, and the results were compared with the calculations carried out by other methods. As a result of the work, various approaches to evaluating the thrust of exhaust nozzles during the design of an engine utilizing the gas generator cycle were analyzed, and conclusions were drawn regarding the correctness of their application.Для рідинних ракетних двигунів (РРД), виконаних за схемою без допалювання генераторного газу, результуюча тяга двигуна складається з двох складових: тяги камери двигуна та тяги вихлопного патрубка турбіни ТНА. За багатолітню історію використання РРД було розроблено методики розрахунку ідеальних термо газодинамічних параметрів камери, отримано великі об’єми статистичних даних щодо втрат питомого імпульсу у камерах двигунів та відпрацьовані підходи прогнозування питомого імпульсу і, як наслідок, тяги основних камер. Набагато складніша ситуація складається з визначенням питомого імпульсу тяги, створеної робочим тілом автономної турбіни: при аналізі літератури було виявлено значну обмеженість інформації щодо способів розрахунку цього параметру, а наявна статистика має суперечливий характер. Точне прогнозування питомого імпульсу тяги вихлопних патрубків ТНА дозволяє більш раціонально обирати проекті параметри (наприклад, тиск у камері згоряння) при розробці нового двигуна і особливо важливе для тих випадків, коли відпрацьований генераторний газ використовується для створення керуючих зусиль. Так як, історично ракетно-космічна галузь розвивались в умовах підвищеної секретності, то навіть зараз багато підходів та методів проектування РРД залишаються відомими лише для конструкторських бюро і науково-дослідним інститутів, які були засновані і розвивалися в часи розквіту ракетно-космічної техніки. Це обумовлює складне становище нових, молодих аерокосмічних компаній, адже для прийняття того чи іншого проектного рішення вони мусять або проводити натурні випробування, що потребує дорогого специфічного стендового обладнання і збільшує час та вартість розробки двигуна, або використовувати чисельне моделювання, яке хоч і дозволяє в певній мірі замінити натурний експеримент,однак потребує верифікації моделей та підтвердження прийнятих допущень. Крім того, враховуючи воєнну направленість ракетної тематики в минулому не можна виключати, що у відкритих джерелах може бути присутня навмисно викривлена інформація. Тож враховуючи світову тенденцію збільшення кількості стартапів в ракетно-космічній галузі ідентифікація надійних та відкритих джерел інформації стає важливою задачею. В роботі було проаналізовано дані з відкритих джерел щодо питомого імпульсу тяги вихлопних патрубків турбін ТНА існуючих РРД, при цьому виявлено суттєві неузгодженості в заявлених енергетичних параметрах. Проведено чисельне моделювання витікання генераторного газу з сопла вихлопного газоводу двигуна РД- 111, результати якого порівнювались з результатами розрахунків проведеними іншими методами. За результатами роботи проаналізовано різні підхід до оцінки тяги вихлопних патрубків при проектуванні двигуна за схемою без допалювання генераторного газу, та зроблено висновки щодо коректності їх застосування. результатами розрахунків проведеними іншими методами

ПОКРАЩЕННЯ ПРОЕКТНИХ ПАРАМЕТРІВ СИСТЕМ ЗАБЕЗПЕЧЕННЯ СУЦІЛЬНОСТІ ПАЛИВА ІНЕРЦІЙНОГО ТИПУ

Multiple restart of liquid-propellant rocket engines of spacecraft in zero gravity is one of the most difficult tasks that arise in the creation of new products of rocket technology. When performing a flight task, due to the movement of the spacecraft along the passive section of the trajectory, the components of the liquid fuel are mixed with the pressurized gas in its tanks in an arbitrary manner. There is a possibility that the gas phase will be located close to the drain hole. At the time of re-turning on the propulsion engines of the spacecraft, along with fuel, gas bubbles will enter the consumable line from the tank, which can, in turn, cause a failure of their launch. In order to avoid this emergency, special fuel continuity systems are used. Despite the significant diversity of these systems, all of them have significant shortcomings and limited working conditions. The main purpose of using fuel continuity systems of any type is to prevent the penetration of boost gas from the tank cavity into the flow line until the tank is completely emptied. The paper is devoted to the analysis of the possibilities of improving the design parameters of the two most common systems for ensuring fuel continuity by creating a combined "hybrid" system on their basis. Inertial and mesh systems for ensuring fuel continuity are considered. Theoretically, an analysis of the possibility of reducing the effect of pre-start acceleration for an inertial system for ensuring fuel continuity due to the use of a mesh phase separator in the fuel supply system is carried out. The paper considers the main design parameters of this combined system, which directly affect the level of its technical perfection, as well as the possibilities of their optimization. The results of the work can be useful in engineering practice in the creation of new promising products of rocket and space technology.Багатократний повторний запуск рідинних ракетних двигунів космічних літальних апаратів в умовах невагомості є однією з найбільш складних задач, що виникають при створенні нових виробів ракетної техніки. При виконанні польотного завдання внаслідок руху космічного літального апарату по пасивній ділянці траєкторії компоненти рідкого палива перемішуються з газом наддуву в його баках довільним чином. Виникає вірогідність розташування газової фази поблизу від зливного отвору. На момент повторного включення маршових двигунів космічного літального апарату разом з паливом в витратну магістраль з бака будуть потрапляти газові пузирі, що може, в свою чергу, викликати зрив їх запуску. З метою уникнення цієї аварійної ситуації використовують спеціальні системи забезпечення суцільності палива. Незважаючи на значне різноманіття цих систем усі вони мають суттєві недоліки і обмежені умови працездатності. Основною метою використання систем забезпечення суцільності палива будь-якого типу є перешкоджання проникненню газу наддуву з порожнини бака у витратну магістраль до повного спорожнення бака. Робота присвячена аналізу можливостей покращення проектних параметрів двох найбільш розповсюджених систем забезпечення суцільності палива за рахунок створення на їх основі комбінованої «гібридної» системи. Розглянуто інерційна і сітчаста системи забезпечення суцільності палива. Теоретично проведений аналіз можливості зменшення дії передпускового прискорення для інерційної системи забезпечення суцільності палива за рахунок використання сітчастого розділювача фаз в системі подачі палива. У роботі розглянуто основні проектні параметри цієї комбінованої системи, які безпосередньо впливають на рівень її технічної досконалості, а також можливості їх оптимізації. Результати роботи можуть бути корисними у інженерній практиці при створенні нових перспективних виробів ракетно-космічної техніки

АДАПТИВНА ІДЕНТИФІКАЦІЯ НЕСТАЦІОНАРНИХ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ, ОЦІНКА ЇХ СТІЙКОСТІ

For the most part, various processes are multi-link inertial systems that have a certain non-stationarity to one degree or another. The presence of inertia leads to the fact that it is customary to consider processes as dynamic objects. Such dynamic non-stationary objects can be described by models, both in continuous time (for example, differential equations) and in discrete time (for example, difference equations). Ultimately, the choice of a discrete or continuous form of representation of a non-stationary object is determined by which mathematical apparatus is considered more appropriate by the researcher. In some cases, it is possible to consider the process as a static object, which allows to significantly simplify the analysis of such a non-stationary object. However, replacing a dynamic object with a static model is not always possible and leads to an uncontrolled error at the output. Non-stationarity is an important characteristic of the process as an object of management and is caused primarily by changes in process properties, under the influence of changes in environmental conditions, aging and wear of equipment, etc. Non-stationarity of the process significantly complicates the analysis and synthesis of control systems of this kind of objects, since the theory for control systems stationary in time is not applicable for non- stationary systems. Depending on the set goal and management tasks, process models can have different forms of presentation. The article examines various forms of presentation and research of non-stationary dynamic objects and their parameters from the standpoint of synthesis of the circuit of assessment and management of various processes, in particular the flight of an aircraft. The results of the analysis of the accuracy of identification of non-stationary objects, the adaptation of systems when combining or distributing in time the stages of "learning" and "management" in conditions of stochastic uncertainty are presented. The conditions for obtaining reliable estimates of the current values of object parameters during their measurement, processing and transmission in communication channels in real time are determined.У своїй більшості різні процеси – це багатоланкові інерційні системи , що мають в тій чи іншій мірі певну нестаціонарність. Наявність інерційності призводить до того, що процеси прийнято розглядати як динамічні об’єкти. Такі динамічні нестаціонарні об’єкти можуть описуватися моделями, як в безперервному часі (наприклад, диференційними рівняннями), так і в дискретному часі (наприклад, різницевими рівняннями). В кінцевому результаті вибір дискретної або безперервної форми представлення нестаціонарного об’єкту визначається тим, який математичний апарат вважається дослідником більш доречним. В деяких випадках можна розглядати процес як статичний об’єкт, що дозволяє значно спростити аналіз такого нестаціонарного об’єкта. Проте заміна динамічного об’єкта статичною моделлю не завжди можлива і веде до виникнення неконтрольованої похибки на виході. Нестаціонарність є важливою характеристикою процесу як об'єкта управління i обумовлена в першу чергу зміною властивостей процесу, під впливом змін умов довкілля, старінням i зносом обладнання та ін. Нестаціонарність процесу значно ускладнює аналіз i синтез систем управління такого роду об'єктів, оскільки теорія для стаціонарних в часі систем управління не застосовна для нестаціонарних систем. В залежності від поставленої мети i завдань управління моделями процесів можуть мати різні форми представлення. У статті розглянуто різні форми представлення і дослідження нестаціонарних динамічних об’єктів і їх параметрів з позицій синтезу контуру оцінювання і управління різними процесами, зокрема польотом літального апарату. Представлені результати аналізу точності ідентифікації нестаціонарних об’єктів, адаптація систем при поєднанні або розподілі в часі етапів «навчання» і «управління» в умовах стохастичної невизначеності. Визначено умови отримання достовірних оцінок поточних значень параметрів об’єктів при їх вимірюванні, обробці та передачі в каналах зв’язку в реальному масштабі часу

ПІДВИЩЕННЯ ДОСТОВІРНОСТІ ІНФОРМАЦІЇ В КОНТУРАХ УПРАВЛІННЯ ЛІТАЛЬНИМИ АПАРАТАМИ, ЯКІ МАЮТЬ ДИСКРЕТНІ КАНАЛИ ЗВ’ЯЗКУ

Adaptive management of processes, in particular the flight of aircraft (especially long- range ballistic missiles), requires the availability of operational and reliable information about the state of the process and its parameters. The initial information about the state of the process is the current values of the object's parameters, which are measured using primary measuring transducers - sensors. These sensors are the beginning of the information and measurement channels in the control circuit of the aircraft (LA), through which information about the parameters of the aircraft is sent to the on-board digital computer (BCOM), the reliability of which depends on the accuracy of achieving the goal of the flight of the LA. A method of increasing the reliability of information transmission has been developed based on the use of a group of coding systems, its adaptive selection as the best in the process of operational assessment of the state of a discrete channel on a real-time scale, while the synthesis of the initial adaptive predictive model (at the stage of identification in the "learning" mode) is carried out and adjusted this model in operational identification mode. An analysis of methods and algorithms for detecting errors in discrete communication channels in the presence of synchronization errors was carried out, as well as selected software tools for the study of error statistics in stationary and dynamic modes. It is noted that for practical purposes, various variants of suboptimal filter structures with adjustable parameters are used, which are adjusted, like regulators, for specific conditions of their application. A moving average filter and a filter implementing the exponential smoothing method are usually used. It should be noted that the software implementation of the exponential smoothing algorithm requires the performance of a smaller number of arithmetic operations and, accordingly, a smaller volume of RAM of the BCM than for the moving average algorithm. The choice of the type of filter and its amplitude-phase characteristic are determined from the condition of minimum root mean square deviation. The most effective of them are Kalman-Busy filters.Адаптивне управління процесами, зокрема польотом літальних апаратів (особливо балістичних ракет дальньої дії) вимагає наявності оперативної і достовірної інформації про стан процесу та його параметри. Початковою інформацією про стан процесу є поточні значення параметрів об’єкту, які вимірюються за допомогою первинних вимірювальних перетворювачів – датчиків. Ці датчики є початком інформаційно-вимірювальних каналів в контурі управління літального апарату (ЛА), по якім в бортову цифрову обчислювальну машину (БЦОМ) поступає інформація про параметри літального апарату, від достовірності якої залежить точность досягнення мети польоту ЛА. Розроблено метод підвищення достовірності передачі інформації заснований на використанні групи систем кодування, її адаптивному виборі як кращої в процесі оперативної оцінки стану дискретного каналу в реальному масштабі часу, при цьому здійснюється синтез початкової адаптивної прогнозуючої моделі (на стадії ідентифікації в режимі «навчання») і коригувати цю модель в режимі оперативної ідентифікації. Проведено аналіз методів і алгоритмів виявлення похибок у дискретних каналах зв’язку за наявності похибок синхронізації, а також вибрані програмні засоби для дослідження статистики похибок в стаціонарному і динамічному режимах. Відмічено, що для практичних цілей використовують різні варіанти структур неоптимальних фільтрів з регульованими параметрами, які настроюють, подібно до регуляторів, для конкретних умов їх застосування. Зазвичай використовують фільтр ковзаючого середнього та фільтр, що реалізує метод експоненціального згладжування. Треба відмітити, що при програмній реалізації алгоритму експоненціального згладження вимагається виконання меншого числа арифметичних операцій і відповідно менший об’єм оперативної пам’яті БЦОМ, ніж для алгоритму ковзаючого середнього. Вибір типу фільтра та його амплітудно-фазова характеристика визначаються з умови мінімуму середнє квадратичного відхилення. Найбільш ефективними з них є фільтри Калмана-Бьюсі

ВИБІР ТИПУ ОПРАВОК ДЛЯ НАМОТКИ КОРПУСІВ РАКЕТНИХ ДВИГУНІВ

The work provides an analysis of existing types of mandrels with an explanation of their application features, advantages, and disadvantages. In the technology of winding, the mandrel plays a crucial role in determining the method of obtaining products from polymer composite materials. Various types of non-detachable and detachable mandrels are considered. Their advantages, disadvantages, and limitations for their use are discussed depending on the dimensions of the manufactured product, its configuration, weight, winding technology, and production type. General requirements for mandrels are established regardless of the type of manufactured product. The article recommends using additive technologies for the production of prototype mandrel samples, which are used for both assembly of mandrel assemblies and winding technologies with minimal cost of funds, resources, and materials. The methodology of manufacturing a mandrel using the CoPET method of 3D printing is provided. The results of the conducted analysis are presented in the form of a table of technical and economic indicators for the production of mandrel types for winding solid-fuel rocket engine cases.У роботі наведено аналіз існуючих типів оправок з роз’ясненням їх особливостей застосування, переваг та недоліків. У технології намотування оправка відіграє вирішальну роль у визначенні способу отримання виробів із полімерних композиційних матеріалів. Розглянуто різні види нероз’ємних та роз’ємних оправок. Наведено їх переваги та недоліки, а також обмеження для їх використання в залежності від габаритів виробу, що виготовляється, його конфігурації та ваги, технології намотування, типу виробництва. Встановлено загальні вимоги до оправок не залежно від типу виробу, що виготовляється. У статті рекомендується використовувати адитивні технології для виготовлення модельних зразків оправок, які використовуються для відпрацювання як складання вузлів оправок, так технології намотування із мінімальними витратами коштів, ресурсів та матеріалів. Наведено методику виготовлення оправки з CoPET методом 3D друку. Результати проведеного аналізу наведено у вигляді таблиці техніко-економічних показників виготовлення типів оправок для намотки корпусів ракетних двигунів твердого палива

ПРОЕКТУВАННЯ ЗОН СПРЯЖЕННЯ ОБОЛОНОК У БАЛОНАХ ТИСКУ

Separation forces occur in shell junctions of fuel tanks due to the change in its geometry. To compensate the forces, thrust rings are placed in these zones. Moreover, there is a necessity to determine a form and dimensions of the trust ring cross section with consideration of the operation conditions. Welding is used to join trust rings with a shell in case of conventional manufacturing. Nowadays, additive manufacturing technology is constantly being developed. Additive method allows to create objects with various geometry, in a layer-by-layer way of addition of the material in accordance with a computer model. These new technological capabilities make the task of determining of the geometry of the fuel tank in the shell’s junctions zone actual. The following work provides a consideration of two approaches to the determination of the conversion geometry of shells in-between area instead of trust ring. The first approach is based on determination of a median surface with the use of rational cubic splines and membrane theory of shells. The second approach is based on the use of topology optimization of the initial design. The choice of the first approach relates to the fact that standard energy functional like potential energy of uniform bent rod or uniform sheet can be described with cubic splines. In the following work the use of rational cubical splines for build-up a transitive area in a junction zone of the spherical-conical vessel is considered. Spline parameters are determined based on the condition of median surface propagation of the transitive zone in its probable location. Thickness of the shell in the transitive area was evaluated due to the membrane theory of shells with the use of Huber von Mises Hencky theory of failure. Obtained solutions are tested in numerical models of spherical-conical vessel. Comparison of two approaches is carried out and practical recommendations are given.У паливних баках у місцях з'єднання  оболонок через зміну геометрії виникають розпірні зусилля. Для компенсації впливу цих зусиль у цих зонах розміщують розпірні шпангоути. Причому завжди необхідно визначити форму розмір поперечного перерізу розпірного шпангоуту з урахуванням умов роботи. За традиційної технології виготовлення бака розпірний шпангоут з'єднується з оболонками за допомогою зварювання.   Нині   активно   розвиваються    адитивні    технології    виготовлення. Адитивний метод виготовлення конструкцій дозволяє створювати об'єкти різноманітної геометрії шар за шаром, шляхом поетапного додавання матеріалу відповідно до комп'ютерної моделі. Нові технологічні можливості роблять актуальним визначення геометрії конструкції бака у зоні з'єднання оболонок. У цій роботі розглянуто два підходи до визначення геометрії перехідної зони між оболонками замість розпірного шпангоуту. Перший підхід заснований на визначенні серединної поверхні в перехідній зоні за допомогою раціональних кубічних сплайнів та безмоментної теорії оболонок. Другий, виходячи з використання базового методу топологічної оптимізації вихідної конструкції. Вибір першого методу пов'язаний з тим, що стандартні енергетичні функціонали типу потенційної енергії вигнутого однорідного стрижня або однорідної пластини можуть бути описані за допомогою кубічних сплайнів. У роботі розглянуто використання раціональних кубічних сплайнів для побудови перехідної зони у зоні сполучення сфероконічного балона. Причому параметри сплайну визначалися умови проходження серединної поверхні перехідної зони в області її можливого розташування. Товщина оболонки в перехідній зоні розраховувалася за безмоментною теорією оболонок з використанням 4-ї теорії міцності. Отримані рішення були протестовані на чисельних моделях сфероконічних балонів. Виконано порівняння двох підходів та надано практичні рекомендації