Удосконалення пневмосистеми запуску ракетних двигунів шляхом стабілізації тиску робочого тіла та поліпшення її динамічних характеристик - Шевченко, Сергій Андрійович (НТУ "ХПІ", 2017)
Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук зі спеціальності 05.05.17 – гідравлічні машини та гідропневмоагрегати. – Національний технічний університет "Харківський політехнічний інститут". – Харків, 2017. Дисертація присвячена дослідженню вдосконаленої пневмосистеми багаторазового запуску маршового рідинного ракетного двигуна верхнього ступеня ракети-носія. Система запуску, яка містить частину пневмоблока двигуна, здійснює розкручування турбонасосного агрегату за рахунок подачі стисненого гелію на його турбіну. Особливістю системи є використання регулятора тиску гелію із пневмокеруванням. Розроблений й реалізований у практиці проектування новий комплекс дискретно-континуальних математичних моделей для газодинамічного розрахунку цієї пневмосистеми, а також аналізу сил тертя й витоків газу у фторопластових манжетних ущільненнях регуляторів. Запропоновано новий розрахунковий метод дослідження пневмосистеми, що проектується, на динамічну стійкість. Досліджені газодинамічні характеристики металлорукава. Розроблено нову концепцію й впроваджено конструкцію лабораторного стенда, що дозволяє економити гелій при доводочних випробуваннях системи. Виконано розрахунково-експериментальне дослідження пневмосистеми, а його рекомендації зі зміни параметрів регулятора, що знижують коливальність і поліпшують інші динамічні характеристики, впроваджені на двигуні.

The thesis for the scientific degree of the Candidate of Technical Sciences by specialty 05.05.17 – hydraulic machines and hydropneumatic units. – National Technical University "Kharkiv Polytechnic Institute", Kharkiv, 2017. The dissertation describes research of perfected pneumatic starting system of a main restartable liquid-propellant rocket engine destined for a launch vehicle upper stage. The starting system, which structure includes a part of the engine pneumatic unit, performs turbopump spin-up by supplying compressed helium to its turbine. A feature of the system is application of a pneumatically controlled helium pressure regulator. New complex of discrete-continual mathematical models is developed and implemented in the designing practice for the gas-dynamic analysis of this pneumatic system and analysis of friction forces and gas leaks through fluoroplastic lip-type seals of regulators. New computational method is proposed for the developed system’s dynamic stability research. The gas-dynamic characteristics of a metal hose are researched. New concept of the laboratory stand is developed and implemented to enable helium saving at development tests. Experimental-computational research of the pneumatic system is performed, recommendations of which are introduced into the engine in relation to the regulator parameters reducing oscillations and improving other dynamic characteristics.
Perfection of the rocket engine pneumatic starting system by stabilization of its actuating medium pressure and improvement of dynamic characteristics
Keywords: динаміка пневмоагрегата; пневмоагрегати; пневмостартери; ракетні двигуни; регулятор тиску; пневмокеруванням; газодинамічний розрахунок; автоколивання в пневмосистемі; газодинаміка металорукава; автореферат дисертації; pneumatic unit dynamics; pneumatic starter of a rocket engine; pneumatically controlled pressure regulator; friction force and leakage of lip-type seal; selfoscillations in a pneumatic system; gas-dynamic characteristics of a metal hose; 621.646.45