Відділ № 5. Відділ аерогазодинаміки та динаміки технічних систем

Заввідділу – член-корреспондент НАН України, д-р фіз.-мат. наук, професор В. І. Тимошенко

Галузь досліджень :

– аеротермогазодинаміка ракет та ракет-носіїв (РН), літальних апаратів з прямоточними повітряно-реактивними двигунами (ППРД);

– аеродинамічна дія потоку, що набігає на космічний апарат (КА) в орбітальних умовах та в умовах спуску;

– газодинаміка керуючих реактивних двигунів малої тяги, їх плив на конструктивні елементи КА та на формування власної зовнішньої атмосфери навколо КА;

– теоретичні дослідження струминних течій та газодинаміки старту ракет-носіїв ;

– розробка алгоритмів бортової активної системи підтримки ресурсів ракетно-космічних об’єктів у різних умовах їх експлуатації.

Коротка історія досліджень

Ці дослідження були розпочаті в інституті з перших днів його заснування за ініціативи Головного конструктора КБ-3 ДП “КБ “Південне” ім. М. К. Янгеля”, а потім Генерального конструктора НВО ім. С. А. Лавочкіна, члена-кореспондента академій наук УРСР і СРСР В. М. Ковтуненка.

У 1970-80-ті роки було проведено числові дослідження над- і гіперзвукового обтікання літального апарату, який імітував орбітальний літак типу “Буран”, що є аналогом ПКС “Space Shuttle” США. Дослідження проводилися в співпраці і за контрактами з провідними підприємствами аерокосмічної галузі СРСР і України, отримані результати були одними з перших в СРСР. У 1990-ті роки було створено програмно-методичне забезпечення (ПМЗ) для розрахунку аеродинамічних характеристик ракет з тонкими органами керування і стабілізації. З використанням цього ПМЗ було отримано результати з аеродинаміки РН “Оріль” і “Світязь”, які передбачалося розробляти у рамках третьої Національної космічної програми України у 2000-і роки.

Щодо створення в Україні ракети космічного призначення (2005-2022 рр.) з багаторазовим запуском маршового двигуна космічного ступеня (“Циклон-4″, Циклон-4М”) було розроблену комплексну математичну модель та програмне забезпечення для моделювання роботи керуючих двокомпонентних рідинних двигунів малої тяги з неавтономним живленням (з паливних магістралей маршового двигуна). Отримані результати використано при наземних вогневих випробуваннях рушійної установки космічного ступеня. Було досліджено аеродинамічні характеристики верхнього 2-го ступеня РН “Циклон-4” під різними кутами атаки на етапі входу до щільних шарів атмосфери Землі.

Розроблено статистичні алгоритми, що дають можливість чисельного моделювання газодинамічного обтікання перешкод складної геометрії однорідним максвеллівським потоком. Розв’язано ряд стаціонарних задач обтікання КА у вільномолекулярному та переходному режимах. Розраховано інтегральні та локальні характеристики силового впливу зустрічного потоку на елементи орбітального КА “Січ-2” на стадії його ескізного проєктування.

Протягом попереднього десятиріччя велася розробка алгоритмів активного придушення згинальних коливань корпусу ракетно-космічних об’єктів (РКО) на ділянці виведення на основі математичної моделі згинальних коливань, яка описує реакцію корпусу РКО на сукупність зовнішніх збурень і формується шляхом відновлення за результатами вимірів поточної форми гнучкої осьової лінії корпусу.

ОСНОВНІ РЕЗУЛЬТАТИ ФУНДАМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ

Аерогазодинаміка ракетно-космічних систем

• над- і гіперзвукове обтікання ізольованих корпусів і повних компоновок ракет-носіїв, оснащених крилами, органами керування і стабілізації. Запропоновано зональний метод розрахунку розподілених і інтегральних аеродинамічних характеристик подовжених тіл з органами керування і стабілізації при надзвукових числах Маха. Створено програмно-методичне забезпечення, яке дає можливість проводити в інтерактивному режимі розрахунок надзвукового обтікання аеродинамічних компоновок з довільним розміщенням органів керування і стабілізації на корпусі;

• надзвукове обтікання літальних апаратів з прямоточними повітряно-реактивними двигунами. Розроблені маршові алгоритми та створено розрахунково-методичне забезпечення для проведення оперативних комплексних розрахунків просторових течій навколо ЛА і термогазодинамічних процесів в елементах ППРД (повітрязабірний пристрій; камера згоряння; сопло), що інтегровані з корпусом ЛА. Використання розрахункових методик та програмного забезпечення дозволяє суттєво зменшити терміни визначення проєктних параметрів ЛА з ППРД, що особливо важливо на етапі попереднього визначення параметрів їх функціонування.

Струменеві течії продуктів згоряння палива ракетного двигуна:

• взаємодія до- і надзвукових струменів із супутнім над- і дозвуковим потоком. Запропоновано постановки відповідних задач як задач в’язкої взаємодії і розроблено ефективні алгоритми їх вирішення. Створено програмно-методичне забезпечення для моделювання впливу догоряння продуктів згоряння палива ракетного двигуна в кисні повітря з підведенням води на параметри струменя. Виявлено основні закономірності впливу подачі води, її випаровування, змішування і догоряння продуктів згоряння в кисні повітря на структуру течії та газодинамічні і теплофізичні параметри струменя, що має важливе значення при наземному вогневому відпрацювання ракетних двигунів;

• течія у блоковому струмені, що формується в результаті взаємодії струменів багатосоплової рушійної установки (РУ). На базі створеного програмного забезпечення можуть проводитись дослідження течій в блокових струменях для РУ різних компоновок.

Математичне моделювання роботи систем реактивних двигунів малої тяги:

• сформульовано математичні моделі, створено алгоритмічне та програмно-методичне забезпечення для вибору параметрів рідинних ракетних двигунів малої тяги (ДМТ), які використовуються як виконавчі органи систем керування верхніх ступенів ракет-носіїв та космічних апаратів. Це ПМЗ дає можливість визначити проєктні параметри системи ДМТ з урахуванням конструктивних особливостей паливних трубопроводів, ступеня газонасичення компонентів палива, динаміки електрокерованих клапанів, неусталених термогазодинамічних процесів в камерах згоряння та параметрів продуктів згоряння на виходах з соплових пристроїв;
• створене ПМЗ адаптовано до використання у ДП “КБ “Південне” для методичного супроводу стендового відпрацювання рідинно-реактивної системи (РРС) керування рухом верхнього ступеня ракети космічного призначення “Циклон-4М.

Особливостями ракети-носія “Циклон-4М є використання на верхньому ступені маршового двигуна з багаторазовими запусками, що забезпечує виведення декількох космічних апаратів на різні орбіти за один пуск носія. Вперше у світовій практиці космічного ракетобудування застосовано подачу паливних компонентів до камер згоряння керуючих ДМТ не з автономних баків з газовим витисканням компонентів палива, а з магістралей живлення маршового двигуна.

Така побудова системи живлення керуючих ДМТ дає змогу збільшити масу корисного вантажу, що виводиться на орбіту. Разом з тим в системі живлення мають місце гідроударні процеси, обумовлені запусками та зупинками маршового двигуна, які породжують збурення тиску і витрат на входах до керуючих ДМТ.

Схема РРС з живленням із магістралей маршового двигуна

Блок керуючих двокомпонентних реактивних двигунів малої тяги для наземних випробувань

Виконано розрахункове обґрунтування достатності видів і обсягів наземного стендового відпрацювання системи керування рухом верхнього ступеня РН для моделювання льотних умов.

З застосуванням цієї моделі виконано розрахунково-методичне супроводження при випробуванні системи керуючих двигунів при вогневому наземному випробуванні маршового двигуна верхнього ступеня РН “Циклон-4М”, що дозволило отримати додаткову інформацію про параметри роботи керуючих двигунів, які технічно складно визначити в процесі вогневих випробувань.

Аеродинамічна дія розрідженого зустрічного потоку та струменів від керуючих РДМТ на КА та формування власної зовнішньої атмосфери навколо нього в орбітальних умовах та в умовах спуску:

• розроблено методику статистичного розрахунку сумарних аеродинамічних характеристик КА, діючих розподілених навантажень та газодинамічних параметрів власної зовнішньої атмосфери КА внаслідок дії зустрічного потоку у вільномолекулярному та перехідному режимах. Створено програмне забезпечення, що дає можливість прогнозування аеродинамічного впливу потоку, що набігає на КА складної геометричної форми для висот польоту понад 90 км. Проведено чисельне моделювання обтікання різних КА для умов польоту на орбіті та при вході до щільних шарів атмосфери Землі.

• ведеться розробка алгоритмічного та науково-методичного забезпечення для вирішення задач тривимірного обтікання перешкод струминним потоком розрідженого газу. Вибір методу розв’язання рівняння зроблено з урахуванням досвіду роботи зі статистичними алгоритмами розрахунку однорідного максвеллівського потоку та можливості їх модифікації для чисельного моделювання розріджених струминних потоків.

Динаміка керованих динамічних систем

Підвищення ефективності використання ресурсу об’єкта ракетної техніки (ОРТ) у різних умовах його експлуатації із застосуванням об’єктивних даних моніторингу поточного стану ОРТ бортовими засобами, а саме:

• синтез алгоритмів активного придушення згинальних коливань корпуса РН на ділянці виведення на підставі математичної моделі згинальних коливань, що описує реакцію корпуса РН на сукупність аеродинамічних та динамічних збурень і формується шляхом відновлення за результатами вимірів поточної форми гнучкої осьової лінії корпуса;
• синтез алгоритмів активного керування поточною гідродинамічною обстановкою (ГДО) у паливних баках (ПБ) за результатам вимірів поточних значень параметрів реального поля тиску з наступною ідентифікацією ГДО у ПБ за вмістом і рухом вільних газових включень на вході до маршового рідино-реактивного двигуна;
• синтез алгоритмів бортової активної системи підтримки цільової ефективності об’єкта ракетної техніки (поліпшення його енергетичних, цільових та вартісних характеристик), яка об’єднує функції системи моніторингу поточного стану, системи об’єктивного контролю і системи активного керування з використанням даних моніторингу поточного стану ОРТ бортовими засобами за умов компенсації навантажень від дії динамічного оточення при нерозрахункових змінах поточного стану основних систем і агрегатів – потенційних джерел аварій на борту ОРТ.

ПУБЛІКАЦІЇ:

Монографії

1. Горбунцов В. В. Теоретико-групповой подход к решению комбинаторных задач оптимизации. – Киев : Наукова думка, 1983. – 192 с.
2. Тимошенко В. И., Лиманский А. В. Технология численного решения на ЭВМ задач газовой динамики. – Киев : Наукова думка, 1985. – 231с.
3. Тимошенко В. И. Сверхзвуковые течения вязкого газа. – Киев : Наукова думка, 1987. – 183 с.
4. Timoshenko V. I. Computer technology of solving problems in gasdinamics. – New York : Begell house inc. Publishers, 1998. – 247 p.
5. Тимошенко В. И. Газовая динамика высокотемпературных технологических процессов. – Днепропетровск : ИТМ НАНУ и НКАУ, 2003. – 460 с.
6. Тимошенко В. И. Теоретические основы технической газовой динамики. – Киев : Наукова думка, 2013. – 426c.
7. Мазур В. Л., Тимошенко В. И. Теория и технология прокатки. Гидродинамические эффекты смазки и микрорельеф поверхности. – Киев : “АДЕФ – Украина”, 2018. – 557с.
8. Тимошенко В. І. Комп’ютерне моделювання аеротермогазодинамічних процесів в технічних об’єктах. – Київ : Наукова думка, 2022. – 194 с.

Статті

1. Тимошенко В. И., Кнышенко Ю. В, Дураченко В. М., Анищенко В. М. Вопросы отработки управляющей жидкостной реактивной системы с питанием из магистралей маршевого двигателя последней ступени ракеты-носителя. – Космічна наука і технологія. – 2016. – Т. 22, № 1. – C. 20 – 35.
2. Горбунцов В. В., Заволока А. Н., Свириденко Н. Ф. Активное управление полетом ракеты-носителя: новый подход и рациональные пути его реализации. – Техническая механика. – 2016. – № 2. — С. 32 – 43.
3. Горбунцов В. В., Заволока А. Н., Свириденко Н. Ф. Повышение целевой эффективности ракеты космического назначения среднего класса: перспективные направления модернизации. – Техническая механика. – 2016. – № 4. – С. 50 – 61.
4. Тимошенко В. І. Комп’ютерне моделювання аеротермогазодинамічних процесів у технічних об’єктах (ракетно-космічна техніка, енергетика, металургія). – Вісник НАН України. – 2017. – № 3. – С. 24 – 37.
5. Тимошенко В. И., Галинский В. П. Численное моделирование сверхзвукового обтекания ракет-носителей, оснащенных тонкими органами управления и стабилизации. – Космическая наука и технология. – 2017. – Т. 23, № 5. – С. 33 – 43.
6. Тимошенко В. И. Квазигомогенная модель газодисперсных течений с химическими реакциями и фазовыми переходами. – Доповіді НАН України. – 2018. – №2. – С. 34 – 42.
7. Тимошенко В. И., Кнышенко.Ю. В. Влияние газонасыщенности жидкости на особенности неустановившихся течений в сложных трубопроводах. – Инженерно-физический журнал. – 2018. – Т. 91, № 6. – С. 1506 – 1516.
8. Тимошенко В. И., Галинский В. П. Маршевые алгоритмы расчета термогазодинамических процессов в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, интегрированных с летательным аппаратом, с учетом пространственных эффектов. – Вестник двигателестроения. – 2019. – № 2. – С. 14 – 21.
9. Печерица Л. Л., Смелая Т. Г. Оптимизация сеточной структуры при использовании статистического метода пробных частиц в задачах разреженной газовой динамики. – Космічна наука і технологія. – 2020. – Т. 26, № 1. – С. 48 – 58.
10. Тимошенко В. И., В. П. Галинский. Математическое моделирование процессов аэрогазотермодинамики сверхзвукового летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. – Космічна наука і технологія. – 2020. – Т. 26, № 2. – С. 3 – 18.
11. Печерица Л. Л., Смелая Т. Г. Влияние пропорций орбитальных объектов простой формы на их аэродинамические характеристики. – Космічна наука і технологія. – 2021. – Т. 28, № 2 (128). – С. 48 – 58.
12. Тимошенко В. И., Галинський В. П., Книшенко Ю. В. Теоретичні дослідження з аерогазодинаміки об’єктів ракетно-космічної техніки. – Технічна механіка. – 2021. – № 2. – С. 46 -59.
13. Печериця Л. Л., Сміла Т. Г. Застосування числових методів газодинамічних розрахунків в задачах обтікання перешкод розрідженим струминним потоком. – Технічна механіка. – 2022. – № 2. – С. 71 – 86.
14. Тимошенко В. І., Галинський В. П. Розрахунково-методичне забезпечення для проведення комплексних розрахунків надзвукового обтікання літальних апаратів з прямоточними повітряно-реактивними двигунами. – Технічна механіка. – 2022. – № 2. – С. 3 – 16.

Патенти

Патент на винахід 102987 Україна, МПК В 64 С 13/00. Спосіб і пристрій управління збуреним рухом пружно деформованої ракети-носія навколо центру мас / В. В. Горбунцов, О. М. Заволока, М. Ф. Свириденко; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАН України і ДКА України. – U201209134 : заявл. 25.07.2012 ; опубл. 27.08.2013, Бюл. № 16.

КОНТАКТНА ОСОБА:	Петрушенко Микола
НОМЕР ТЕЛЕФОНУ:	+38-068-875-66-50
E-MAIL:	petrushenko.n.v@nas.gov.ua