Спеціалізована вчена рада Д 26.062.05
Permanent URI for this community
News
Відповідальний за розділ: Балалаєва (Дорошенко) Катерина Вікторівна, професор кафедри авіаційних двигунів. Email: kateryna.doroshenko@npp.nau.edu.ua
Browse
Browsing Спеціалізована вчена рада Д 26.062.05 by Issue Date
Now showing 1 - 15 of 15
Results Per Page
Sort Options
- ItemУдосконалення процесів в камері згоряння теплових двигунів шляхом електрофізичного впливу на вуглеводневе паливо(2016) Морозова, Ірина ВолодимирівнаДисертаційна робота присвячена вирішенню задач підвищення ефективності теплових двигунів і енергетичних установок шляхом застосування методу електрофізичного впливу на вуглеводневе паливо, який ґрунтується на резонансному поглинанні енергії молекулярною системою вуглеводневої рідини. У теоретичній частині роботи вперше розглядається задача дослідження ядерного магнітного резонансу для впливу на електрофізичні показники вуглеводневих палив, що характеризують процес горіння палива в камері згоряння та експлуатаційні властивості теплових двигунів. Експериментальна частина роботи присвячена дослідженню електрофізичного впливу на вуглеводневе паливо та на експлуатаційні параметри і характеристики теплових двигунів. Ця частина роботи базується на використанні нових наукових результатів досліджень електрофізичного впливу на властивості вуглеводневого палива. У роботі запропонована методика оптимізації параметрів електрофізичного впливу на вуглеводневе паливо. Результати експериментальних досліджень показали, що після впливу на паливо збільшується повнота згоряння, підвищується швидкість горіння, зменшується нагар на стінках камери та покращуються емісійні характеристики. Практична значимість роботи полягає в тому, що використання електрофізичного впливу на вуглеводневе паливо дозволяє поліпшити процеси в камері згоряння та вдосконалити експлуатаційні характеристики теплових двигунів.
- ItemКерування відривом потоку за допомогою утворювачів повздовжніх вихрів(2016) Алєксєєнко, Сергій ІгоровичАлєксєєнко С.І. «Керування відривом потоку за допомогою утворювачів повздовжніх вихрів» - Рукопис. Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.07.01 «аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів». – Національний авіаційний університет. – Київ, 2016. Експериментальна робота присвячена розробці методу керування глобальним відривом потоку на несучих поверхнях безпілотних літальних апаратів за допомогою утворювачів повздовжніх вихрів на передній кромці крила. Наведенні результати експериментальних досліджень у аеродинамічнх трубах та результати дослідження кінематики обтікання утворювача повздовжніх вихрів на моделі стріловидного переднього горизонтального оперення за допомогою сучасної програми інтегрування рівнянь течії в’язкої рідини Нав`є-Стокса. Показано, як змінюється обтікання несучої поверхні при встановленні утворювача повздовжніх вихрів на передній кромці. Проведено дослідження моделі крила в гідродинамічній трубі, за допомогою візуалізації фарбою, детально проаналізовано розвиток глобального відриву на чистому крилі типу NACA 0015. Проведено випробування базової моделі безпілотного літального апарату М7В5, на основі яких розроблені доповнення до існуючої методики експериментальних досліджень безпілотних літальних апараті у дозвукових аеродинамічних трубах з урахуванням польоту при малих числах Рейнольдса. Проведено пошукові дослідження моделей прямого та стріловидного крил малого подовження з різними конфігураціями утворювачів повздовжніх вихрів. В результаті цих досліджень розроблена модель утворювача повздовжніх вихрів яка реалізує збільшення швидкості обтікання передньої кромки, ефективно закручує потік, ліквідує статичний гістерезис, збільшує підсмоктуючу силу. Проведено дослідження моделі учбово-бойового літака Л-39 з крилом великого подовження, що обладнане утворювачами повздовжніх вихрів на передній кромці. Показано збільшення критичного кута атаки з 19˚ до 35˚. Проведені льотні випробування моделі літака з крилом, що обладнано утворювачами повздовжніх вихрів на передній кромці. Проведено математичне моделювання переднього горизонтального оперення з одним утворювачем повздовжніх вихорів на передній кромці. Виходячи з результатів математичного моделювання зроблено висновки про зміну структури обтікання на закритичних кутах атаки за утворювачем повздовжніх вихорів, досягнення зони впливу утворювача повздовжніх вихорів задньої кромки оперення, прискорення потоку на утворювачі повздовжніх вихорів і за ним, і ефективного впливу на усунення глобального відриву потоку у порівнянні з гладким крилом.
- ItemГідродинаміка ламінарного потоку неньютонівської рідини в циліндричних зазорах(2016) Копилов, Станіслав ВолодимировичКопилов С.В. “Гідродинаміка ламінарного потоку неньютонівської рідини в циліндричних зазорах”- Рукопис. Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 01.02.05 “механіка рідини, газу та плазми”.- Національний авіаційний університет.- Київ, 2016. В дисертаційній роботі розроблені наукові основи розрахунку робочих елементів машин та апаратів хімічної технології в яких основною частиною являються циліндричні щілини зазори утворені двома коаксіальними циліндрами. Описаний процес формування кінематичних і динамічних характеристик потоку неньютонівської рідини на гідродинамічній початковій ділянці. Проведена оцінка ролі сили інерції від конвективного прискорення на характеристики потоку розподілу тиску та напруг. Установлено вплив геометричних параметрів щілинного зазору на асиметрію епюри швидкостей та надані рекомендації по її розрахунку. Визначені умови виникнення несталості течії в зазорі на основі фізичного моделювання з використанням ефекту Допплера. Отримані дані о кінематики потоку на гідродинамічній початковій ділянці та розроблена методика по використанню результатів дослідження при розрахунку конкретних типів обладнання.
- ItemМетодика визначення параметрів адаптивної системи газодинамічного впливу на відривну течію в ступенях осьових вентиляторів(2016-02-01) Богданов, Микола ЮрійовичДисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.05.03 – Двигуни та енергетичні установки. – Національний авіаційний університет, Київ 2016. Дисертаційна робота присвячена вирішенню важливої задачі розробки та обґрунтування наукових засад створення адаптивної системи газодинамічного впливу на відривну течію в ступенях осьових вентиляторів (ОВ). Показано, що одним з основних напрямків зменшення рівня кінцевих втрат, та як наслідок, аеродинамічного вдосконалення осьових вентиляторів, є застосування методів активного та пасивного керування відривними течіями. В дисертації вперше сформульовано загальні положення адаптивної системи газодинамічного впливу на відривну течію в ступенях ОВ та розроблено методику розрахунку її параметрів і характеристик. На основі розрахункових досліджень отримані узагальнені залежності та сформовано математичну модель системи. Для дослідження ефективності впливу адаптивної системи на параметри ефективності ступеня ОВ розроблено експериментальний газодинамічний стенд, що дозволяє провести апробацію та верифікацію результатів чисельного дослідження. Показана можливість підвищення ефективності ступеня ОВ із застосуванням адаптивної системи.
- ItemАэродинамические характеристики замкнутого параболического крыла(2016-12) Рахмати, АхмадРабота посвящена разработке методики определения аэродинамических характеристик замкнутого параболического крыла на основе аналитических, численных и экспериментальных исследований. В работе выполнен анализ компоновок самолетов с замкнутыми крыльями, рассмотрены особенности их аэродинамики, определена научная новизна исследований, цели и задачи диссертационной работы. Предложена аэродинамическая компоновка замкнутого параболического крыла и винтового движителя, позволяющая в сравнении с крылом классической схемы реализовать существенно большие максимальные несущие свойства. На основании анализа особенностей аэродинамики замкнутых несущих поверхностей выполнена оценка применимости методов экспериментальной и вычислительной аэродинамики к решению постановленной задачи. В работе выполнен анализ результатов испытаний модели замкнутой несущей поверхности в аэродинамической трубе Т-5 ХАИ, выполненных с целью оценки общей эффективности предлагаемой авторами компоновки. Выполнено сравнение результатов, полученных в аэродинамической трубе Т-5 с результатами, полученными с помощью панельно-вихревого метода и метода конечных элементов. С использованием принятых методов математического моделирования выполнена расчетная оценка влияния струи движителя на аэродинамические характеристики замкнутого параболического крыла, на основании анализа полученных результатов спроектирована летающая экспериментальная модель для дальнейших исследований.
- ItemАэродинамические характеристики надувного деформируемого крыла(2016-12-09) Ортамевзи, ГюрканРабота посвящена расчетно-экспериментальной оценке аэродинамических характеристик надувного деформируемого крыла. В работе выполнен анализ конструкций самолетов с мягкой несущей поверхностью, рассмотрены особенности их аэродинамики, определена научная новизна исследований, цели и задачи десертационной работы. На основании анализа особенностей аэродинамики деформируемого крыла, выполнена оценка применимости метода вычислительной аэродинамики к решению поставленной задачи. Выполнен аэродинамический анализ крыльев, составляющей которых является мягкая и жесткая части в различных ширинах. С целью определения оптимальной ширины мягкой части крыла, а также оценки его эффекта, выполнен эксперимент в аэродинамической трубе. Выполнен анализ сравнения методов вычислительной аэродинамики (метод конечных элементов и панельно-вихревой метод) для жесткого крыла и комбинированного крыла, которое состоит с жесткой передней части от хорды (30%) и мягкой наддувной задней части (70%). В работе представлены результаты летных и наземных стендовых испытаний летающей модели самолета с исходным крылом и крылом с наддуваемой мягкой хвостовой частью. Предложена методика идентификации аеродинамических характеристик летающей модели на основании данных объективного контроля автопилота. Выполнено сравнение полученных результатов с исходными характеристиками самолета. В ходе наземных стендовых испытаний выявлены особенности обтекания крыла с наддуваемой хвостовой частью, получены фактические деформации несущей поверхности предлагаемого типа, определены места начала отрыва потока на предлагаемой несущей поверхности. В ходе летных испытаний дана оценка характеристик устойчивости и управляемости летающей модели с крылом предлагаемого типа. Проведены исследования характеристик экспериментальных и расчетных моделей, а также сравнительный анализ летно-технических характеристик летающих аппаратов с несущими поверхностями различных типов при равной удельной нагрузке на крыло G/S.
- ItemКерування когерентними вихровими структурами в камерах змішування криловими вихорогенераторами(2018) Кочина, Марія ВікторівнаДисертація присвячена дослідженню нового способу керування енергоємними когерентними вихровими структурами (ЕКВС), які визначають процеси масо- і енергообміну у вихрових камерах. Він полягає в раціональній організації напрямлених керувальних дій на ЕКВС системою неперервних упорядкованих вихрових шнурів від мініатюрного крила малого видовження, яке встановлене у проточному тракті впускного сопла камери. Запропоновано розрахунково-експериментальне обґрунтування досліджуваного способу на основі принципу взаємної сприйнятливості вихрових структур. Експериментально виявлене явище «перекачування» енергії пульсацій від дрібних вихорів до більш крупних, яке дозволяє використовувати його для керування аеро– і гідродинамічними процесами змішування середовищ у вихрових камерах технологічних і енергетичних апаратах. Також в роботі експериментально та теоретично доведено що невеликі керувальної дії на вхідний потік вихрової камери криловим вихорогенератором здатні значно інтенсифікувати процеси масообміну на виході камери при мінімальних втратах енергії на основі принципу взаємної сприйнятливості вихрових структур. Перспективність запропонованого методу керування обумовлена тим, що інтенсивність та енергетичні параметри кінцевих вихорів крила прогнозовані та можуть бути розраховані.
- ItemМетодика удосконалення акустичних характеристик вентилятора турбореактивного двоконтурного двигуна(2018-01-25) Кисляк, Михайло ІвановичРобота присвячена розробці методики дослідження аероакустичних характеристик вентилятора ТРДД. У роботі виконано аналіз джерел шумоутворення та існуючих способів його зниження, визначена наукова новизна досліджень, мета і завдання дисертаційної роботи. Запропоновано метод дослідження з застосуванням математичної моделі, що дозволяє виконувати чисельну оцінку аероакустичних характеристик лопаток вентилятора. На підставі використання даного методу виконано модифікації лопаток вентилятора та проведено порівняння аероакустичних характеристик модифікованих і стандартних лопаток вентилятора. У роботі проаналізовано результати розрахунку математичної моделі ступені вентилятора ТРДД, виконаних з метою визначення впливу форми лопатки на аероакустичні характеристики вентилятора. Виконано порівняння результатів експерименту, що проведений ДП «Івченко Прогрес», з результатами моделювання, для визначення адекватності моделі і точності отриманих даних. З використанням методики дослідження аероакустичних характеристик лопаток вентилятора розроблено рекомендації для покращення характеристик ступені вентилятора.
- ItemГазодинамічне управління течією в компресорах газотурбінних двигунів(2018-08-23) Дорошенко, Катерина Вікторівна
- ItemКонцепція інтеграції силової установки з турбовентиляторною приставкою і літального апарату(2019-10-24) Терещенко, Юрій Юрійович; Тereshchenko, Yurii Yurioivych; Терещенко, Юрий ЮрьевичУ роботі науково обґрунтована концепція аеротермогазодинамічної інте-грації триконтурного газотурбінного двигуна з турбовентиляторною пристав-кою та ступінчастої мотогондоли авіаційної силової установки. Створено нау-ково-методичний апарат для аналізу процесу аеротермогазодинамічної інтегра-ції багатоконтурних турбореактивних двигунів із заднім розташуванням турбо-вентиляторної приставки і мотогондоли авіаційної силової установки. Створено теоретичні основи аеротермогазодинамічної інтеграції багатоконтурного тур-бореактивного двигуна з турбовентиляторою приставкою та мотогондоли сило-вої установки із управлінням примежовим шаром на поверхні мотогондоли га-зогенераторного модуля. На основі результатів розрахунково-експериментальних досліджень отримані рекомендації щодо обгрунтування вимог до аеротермогазодинамічної інтеграції ступінчастої мотогондоли та газотурбінного двигуна з турбовентиля-торною приставкою авіаційної силової установки та визначення оптимальних значень параметрів робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна відповідно до розрахункових умов польоту.
- ItemНауково-методологічні основи моделювання зледеніння аеродинамічних поверхонь літальних апаратів(2019-11-01) Алексєєнко, Сергій вікторович; Алексеенко, Сергей викторович; Alekseyenko, Serhei VyktorovychСтворено наукові та методологічні основи для розробки математичних моделей, методик, алгоритмів і програм, що описують процеси гідроаеродинаміки і тепломасопереносу, з урахуванням фазових переходів, що відбуваються при зледенінні літальних апаратів. Проведена серія експериментальних досліджень процесу замерзання вологи, що випадає на обтічну поверхню, яка включає вивчення мікрофізики процесу взаємодії переохолоджених крапель води з поверхнею, структури криги, що утворюється на поверхні, а також процесу замерзання переохолодженої поверхневої краплі. На основі проведених експериментів вдосконалена методика моделювання наростання криги. Проведені системні багатопараметричні дослідження в діапазоні льотних та метеорологічних параметрів, в яких можливе виникнення зледеніння. 39 Розроблене програмно-методичне забезпечення може бути використано наряду з льотними випробуваннями, а також наземними експериментами для моделювання процесу утворення крижаних наростів, у тому числі криги, що утворюється при роботі системи протизледеніння, теплової системи протизледеніння в умовах появи «бар’єрної» криги в заданих метеорологічних умовах і оцінки впливу таких наростів на експлуатаційні характеристики літальних апаратів. Отримані результати можуть знайти застосування під час проектування систем захисту від зледеніння, забезпечення безпеки польотів, в процесі сертифікації літальних апаратів для польоту в умовах зледеніння, розслідування аварійних випадків
- ItemСинтез інтелектуальних систем керування авіаційними газотурбінними двигунами(Національний авіаційний університет, 2020-11-24) Єнчев, Сергій Васильович; Yenchev, Serhii VasylovychПроаналізовано принципи побудови, функції, задачі, методи й алгоритми синтезу інтелектуальних систем керування авіаційними газотурбінними двигунами. Досліджено структури та інформаційні потоки в електронних системах керування авіаційними ГТД, створено комплекс методик і алгоритмів ідентифікації авіаційних ГТД й обробки інформації в САК ГТД на основі методів інтелектуального керування. Сформульовано науково-методичні основи проектування нейромережевих регуляторів у структурах ІСК авіаційними ГТД: навчання, алгоритми синтезу та налаштування; формування структури ІСК ГТД та інтелектуального вейвлет-фільтру. Розроблено методику синтезу нечітких ІСК ГТД за допомогою методу гармонічної лінеаризації та алгоритмічне забезпечення їх функціонування. З позицій системного підходу запропоновано концепцію оптимізації ІСК ГТД, керувальна частина якої являє собою єдиний математичний оператор, що перетворює вхідну інформацію в керувальні впливи. На основі концепції розроблено метод і методику оптимізації законів керування в ІСК ГТД у процесі експлуатації на сталих та перехідних режимах за обраними критеріями: швидкодія, мінімальна витрата палива. Запропоновано вирішення задачі синтезу алгоритмів відмовостійкого керування ІСК ГТД на основі нечіткої логіки та нейронних мереж. Розроблено алгоритм і методику синтезу НМ-регулятора в складі ІСК ГТД. Досліджено залежність показників якості керування САК від вибору архітектури та структури НМ. Запропоновано алгоритм забезпечення відмовостійкості САК ГТД, базований на використанні методу FDI, який відрізняється тим, що виявлення відмов у системі здійснюється шляхом порівняння елементів САК ГТД з аналогічними виходами елементів еталонної нейромережевої моделі САК, налаштовуваній у режимі реального часу, що дозволяє підвищити оперативність і достовірність виявлення відмов у широкому діапазоні зміни роботи та характеристик САК ГТД.
- ItemХарактеристики решітчастого дворядного робочого колеса вентилятора двоконтурного турбореактивного двигуна(Національний авіаційний університет, 2021-03) Балалаєв, Антон Валерійович; Balalaiev, AntonДисертаційну роботу присвячено вирішенню науково-прикладної задачі підвищення ефективності дворядних лопаткових вінців вентиляторів двоконтурних турбореактивних двигунів шляхом застосування решітчастих дворядних робочих коліс. Вперше отримано характеристики решітчастого дворядного робочого колеса вентилятора ТРДД методом чисельного експерименту. Показано, що застосування решітчастих дворядних РК забезпечує підвищення ефективності вентилятора, збільшує його напірність. Ступінь підвищення тиску в діапазоні режимів обертання ротору від 2202…3010 об/хв збільшується до 10 % в порівнянні з дворядним РК. Представлено дослідження частотних характеристик власних коливань однорядної, еквівалентної дворядної та решітчастих дворядних лопаток робочих коліс вентилятора ТРДД. Показано, що застосування дворядних лопаток у дослідженому вентиляторі без перегородок недопустимо у зв’язку з наявністю власних форм коливань, де відбувається перетинання лопаток першого і другого ряду. Показано, що застосування решітчастих дворядних робочих лопаток дозволяє покращити жорсткість та забезпечити надійну роботу вентилятора. Удосконалено методику вибору параметрів решітчастого дворядного робочого колеса вентилятора ТРДД з урахуванням спектру частот власних коливань. Отримала подальший розвиток теорія дворядних лопаткових вінців в частині дослідження решітчастих дворядних лопаткових вінців з великим подовженням.
- ItemПідвищення ефективності дозвукового вхідного пристрою силової установки з турбогвинтовентиляторним двигуном(Національний авіаційний університет, 2022-12-26) Жорник, Олег Володимирович; Zhornyk, OlegВ роботі створено науково-методичний апарат для вирішення задачі підвищення ефективності вхідних пристроїв турбогвинтовентиляторних двигунів шляхом вибору раціональних значень геометричних параметрів та форми вхідного пристрою. Розроблені науково – обґрунтовані рекомендації щодо кількості вхідних стійок кільцевого вхідного пристрою для турбогвинтовентиляторного двигуна. Розроблено науково – обґрунтовані рекомендації щодо відносної довжини хорди силової стійки вхідного пристрою на аеродинамічні характеристики вхідного пристрою турбогвинтовентиляторного двигуна. Удосконалено методику проектування ковшового вхідного пристрою силової установки з турбогвинтовентиляторним двигуном. Проведено оцінку впливу співвісного гвинтовентилятора на ефективність ковшового вхідного пристрою силової установки з турбогвинтовентиляторним двигуном. Встановлено, що застосування ковшового вхідного пристрою, замість кільцевого вхідного пристрою, дозволяє підвищити коефіцієнт відновлення повного тиску на 5 – 7 %. The selection and justification of the turbulent viscosity model was carried out by solving the test problem of modeling the flow in a propeller fan and in the annular inlet device of a turbofan engine. In the work, a scientific and methodological apparatus was created to solve the problem of increasing the efficiency of input devices of turbofan engines by choosing rational values of geometric parameters and the shape of the input device. Based on the results of the analysis of scientific and technical literary sources, it was found that reducing total pressure losses in the inlet device before the compressor is one of the urgent tasks, because the increase in losses in the inlet device leads to an increase in specific fuel consumption. Input racks and the shape of the input device are among the important factors affecting the efficiency of the input device. However, research on the selection of rational values of the geometric parameters of the input racks and the shape of the input device, taking into account the propeller fan, is currently insufficient. Therefore, the tasks of researching the influence of the geometric parameters of the input racks and the shape of the input device on the efficiency of the input device, taking into account the influence of the propeller fan, are relevant. An analysis of models and methods of solving the problems of flow research in coaxial propeller fans and input devices was carried out. The selection and justification of the turbulent viscosity model was carried out by solving the test problem of modeling the flow in the propeller fan and in the annular inlet device of the turbofan engine. Based on the results of the test task, the SST Transitional #4 Gamma Theta Model turbulent viscosity model was chosen for further research. When conducting the test task, the results of the numerical experiment were compared with the results of the flight tests; the calculation error was less than 1%. Scientifically based recommendations on the number of inlet racks of the annular inlet device for a turboprop engine have been developed. Scientifically based recommendations have been developed regarding the relative length of the power strut chord of the input device on the aerodynamic characteristics of the input device of the turboprop engine. The improved technique allows you to build a bucket inlet device of a power plant with a turboprop fan engine, ensuring the equivalence of air flow, compared to an annular inlet device. Scientifically based recommendations on the rational value of the curvature and narrowing of the S-shaped channel to ensure the increase in efficiency of the bucket inlet device have been obtained. The geometric feature of the resulting bucket inlet device ensures the minimization of total pressure loss while maintaining the required air flow at the engine inlet. The influence of the coaxial propeller on the efficiency of the bucket inlet device of the power plant with the turboprop engine was evaluated. It was established that the use of a bucket inlet device, instead of a ring inlet device, allows increasing the full pressure recovery factor by 5-7%.
- ItemПідвищення ефективності гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності(Національний авіаційний університет, 2023-10-02) Денисюк, Олеся Валеріївна; Denysiuk, OlesiaВ роботі вперше розроблено науково-методичний апарат для забезпечення підвищення ефективності закапотованого гвинтовентилятора двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності, що включає в себе: - науково-обґрунтовані рекомендації щодо тягових характеристик відкритого та закапотованого гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності; - удосконалену методику аеродинамічного проєктування закапотованого гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності; - оцінку урахування опору капоту гвинтовентилятора при розрахунку ефективної сили тяги закапотованого гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності. Отримала подальший розвиток теорія теплових двигунів у напряму розрахунку параметрів та характеристик відкритих та закапотованих гвинтовентиляторів для газотурбінних двигунів з надвисоким ступенем двоконтурності. Практичне значення отриманих результатів полягає в тому, що застосування розробленого науково-методичного апарату в практиці створення авіаційних двигунів із відкритими та закапотованими гвинтовентиляторами дозволить підвищити ефективність гвинтовентилятора газотурбінного двигуна з надвисоким ступенем двоконтурності.