BookPDF Available

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

June 2024

Publisher: DNU

Authors:

Challenges And Issues Of Modern Science Chall. Issues Mod. Sci.

Oles Honchar Dnipro National University

“Challenges and Issues of Modern Science” comprises scientific research on relevant topics related to the latest advancements in various fields of science. Emphasis is placed on the development of aerospace technology, engines, thermodynamics and energy, mechanical engineering, materials science and technologies, automation and robotics, electronics and telecommunications, information technology, project management, and ecology, as well as industrial and environmental safety. It can be useful for professionals in the respective fields, scientists, educators, and students. The presented material will help readers expand their knowledge of diverse approaches to solving current scientific and practical issues.

Content uploaded by Challenges And Issues Of Modern Science Chall. Issues Mod. Sci.

Content may be subject to copyright.

The Faculty of Physics and Technology

of Oles Honchar Dnipro National University: Dnipro, UA

in collaboration with

Ministry of Education and Science of Ukraine: Kyiv, UA

А. М. Makarov National Youth Aerospace Education Center: Dnipro, UA

Frantsevich Ukrainian Materials Research Society

of Frantsevich Institute for Problems in Materials Science: Kyiv, UA

L. N. Gumilyov Eurasian National University: Nur-Sultan, KZ

Institute for Q-shu Pioneers of Space, Inc. (iQPS): Fukuoka, JP

Laboratório de Sistemas Aeroespaciais (LaSA) of Universidade de Brasília: Brasília, BR

CHALLENGES AND ISSUES

OF MODERN SCIENCE

Vol. 2

Dnipro, Ukraine

2024

UDC 004+005+502/504+620+621+628+629+658+681(051+082)

В 43

Recommended by the Academic Council of the Faculty of Physics and Technology of

DNU (minutes No. 13 dated June 18, 2024).

Challenges and issues of modern science, 2 (2024)

“Challenges and Issues of Modern Science” comprise scientific research on rel-

evant topics related to the latest advancements in various fields of science. Emphasis

is placed on the development of aerospace technology, thermodynamics and energy,

mechanical engineering, materials science and technologies, automation, electronics

and telecommunications, information technology, project management, ecology, in-

dustrial and environmental safety.

It can be useful for professionals in the respective fields, scientists, educators,

and students. The presented material will help readers expand their knowledge of

diverse approaches to solving current scientific and practical issues.

The papers are published in the author's edition.

В 43 Виклики та проблеми сучасної науки, 2 (2024)

«Виклики та проблеми сучасної науки» представляє наукові праці з акту-

альних тем, що пов’язані з найновішими досягненнями в різних галузях науки.

Акцентується увага на розвитку аерокосмічної техніки, термодинаміки та ене-

ргетики, машинобудування, матеріалознавства та технологій, автоматизації,

електроніки та телекомунікацій, інформаційних технологій, управління проек-

тами, екології, промислової та екологічної безпеки.

Може бути корисним для фахівців у відповідних галузях, науковців, викла-

дачів та студентів. Поданий матеріал допоможе читачам розширити знання про

різноманітні підходи до розв’язання актуальних науково-практичних задач.

Матеріали публікуються в авторській редакції.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ВИКОРИСТАННЯ СУЧАСНИХ ТЕХНОЛОГІЙ ПРИ ВИРОБНИЦТВІ

КАПІЛЯРНИХ СИСТЕМ ЗАБЕЗПЕЧЕННЯ СУЦІЛЬНОСТІ ПАЛИВА

КОСМІЧНИХ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ

Сергій Давидов

ORCID: https://orcid.org/0000-0002-4142-7217

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Олег Колесніченко

ORCID: https://orcid.org/0000-0002-6115-1481

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Анастасія Давидова

ORCID: https://orcid.org/0009-0007-1064-1628

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Розвиток ракетно-космічної галузі пов'язаний зі створенням но-

вих космічних апаратів (КА) багатоцільового призначення. Основною

умовою їх тривалого функціонування у космічному просторі є мож-

ливість багатократного включення маршових двигунів протягом декі-

лькох років.

Паливна система КА повинна забезпечувати потрапляння палива

з баків у камеру згоряння двигунів в заданий момент часу без газових

включень і в необхідній кількості в умовах практичної невагомості.

Протягом інерційного руху КА компоненти палива перемішуються з

газом наддуву в порожнині бака. Для гарантованої відсутності газо-

вих пузирів в потоці палива, що рухається по магістралі, яка з’єднує

бак з ракетним двигуном, необхідне використовувати спеціальні сис-

теми забезпечення суцільності палива (СЗСП).

На теперішній час розроблені і успішно використовуються різно-

манітні СЗСП [1]. Найбільшу універсальність, і, як наслідок, дуже

широке розповсюдження в конструкціях сучасних КА мають СЗСП

капілярного типу. Функціонування цих систем ґрунтується на вико-

ристанні сил міжмолекулярної взаємодії, які в умовах невагомості є

домінуючими [2]. Слід зазначити, що існує велика кількість різнома-

нітних конструкцій капілярних СЗСП в залежності від призначення

КА.

Окремо слід виділити СЗСП сітчастого типу, основним робочим

елементом яких є ткана металева сітка з чарунками мікронних розмі-

рів [3]. Сітчасті СЗСП мають цілу низку переваг у порівнянні з ін-

шими СЗСП. Перш за все, сітчасті СЗСП ефективно працюють з будь-

якими компонентами ракетних палив, включаючи кріогенні. Термін

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

їх роботи вимірюється десятками років, а кількість повторних вклю-

чень двигунів КА практично не обмежена. Сітчасті СЗСП можна при-

стосовувати для паливних баків будь-якої форми і габаритів.

Але ці системи мають і ряд суттєвих недоліків, які обмежують

можливості їх використання. Основним проектним параметром, який

характеризує працездатність сітчастої СЗСП, є статична утримуюча

здібність (СУЗ) її сітчастих елементів (СЕ) [1]. Це максимальне зна-

чення капілярного перепаду тиску ∆ркар, який може бути досягнутий

на СЕ. У випадку перевищення діючого перепаду тиску ∆ркап виникає

прорив газової фази в магістраль подачі палива і, відповідно, зрив за-

пуску двигунів КА. Значення ∆ркар розраховується за формулою Лап-

ласа [4]:

2 cos

кап

рr



=

де  - коефіцієнт поверхневого натягу, кг/с2;

 - контактний кут змочування матеріалу СЕ паливом, град;

rс - ефективний радіус кривизни поверхні розділу «рідина-газ» в

чарунках СЕ, м.

Як безпосередньо випливає з формули Лапласа, рівень працезда-

тності сітчастої СЗСП залежить від розміру чарунок СЕ. Для покра-

щення проектних параметрів СЗСП необхідно зменшувати розміри

чарунок СЕ, що, в свою чергу викликає зростання її СУЗ. Але техно-

логія виготовлення СЕ, які є тканими металевими сітками, не дозво-

ляє зменшити розмір чарунок нижче 30 мікрон для сіток полотняного

типу плетіння і нижче 6-7 мікрон для сіток фільтрового типу плетіння

[1]. Крім того, сітки фільтрового типу плетіння мають дуже великий

коефіцієнт гідравлічного опору і підвищену схильність до забруд-

нення [3].

Технологія виготовлення СЕ ткацьким методом не дозволяє дося-

гнути однакового розміру чарунок. Їх розміри розподіляються в ме-

жах певного проміжку, який визначається за відповідними стандар-

тами на їх виготовлення. У свою чергу, рівень СУЗ сітчастої СЗСП

∆ркар визначається максимальним розміром чарунок СЕ. Негативно

впливає на технічні характеристики сітчастої СЗСП дуже незначна

жорсткість СЕ. Цей фактор вимагає використовувати спеціальні під-

силюючі засоби для підвищення жорсткості СЕ [5], що суттєво ускла-

днює конструкцію СЗСП.

Слід відзначити, що утримуюча здібність сітчастих СЗСП дуже

залежить від температури компонентів палива, оскільки від темпера-

тури залежить значення коефіцієнта поверхневого натягу палива σ в

формулі Лапласа. Це впливає на рівень працездатності СЗСП,

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

особливо якщо паливо є кріогенна рідина. Використання сітчастих

СЗСП в баках з кріогенних компонентами викликає часткове виси-

хання СЕ при зростанні температури в баку вище критичного зна-

чення. Така ситуація є аварійною, оскільки сітчаста СЗСП припиняє

своє функціонування в якості розділювача фаз [6].

Технологія виробництва ракетно-космічної техніки постійно удо-

сконалюється. Виникають нові можливості по підвищенню технічних

характеристик її окремих конструктивних елементів. Розглянемо як

саме можуть впливати нові технології на характеристики СЕ капіляр-

них СЗСП.

Протягом останніх декількох років для виготовлення окремих

конструктивних елементів ракетно-космічних виробів широко вико-

ристовуються адитивні технології. Створення СЕ за допомогою цих

технологій дозволяє усунути ряд негативних властивостей, які прита-

манні тканим сіткам. Перш за все, за допомогою 3-D печаті можна

забезпечити створення СЕ з однаковим розміром чарунок і апріорно

заданою геометрією каналу. Забезпечується будь-яка довжина каналу

чарунок і, відповідно, жорсткість СЕ. Мінімально можливий розмір

чарунок такого СЕ залежить від технічного рівня досконалості 3-D

принтера. Це реальні переваги, які має перехід на новий технологіч-

ний процес створення сітчастих СЗСП. Яким чином в цьому випадку

змінюються гідравлічний опір СЕ, а також функціонування сітчастої

СЗСП в баках з кріогенними компонентами потребує окремих дослі-

джень.

Фактично при переході на адитивні технології замість тканих сі-

ток в якості СЕ використовують перфоровані металеві пластини. Такі

альтернативні розділювачі фаз існують в якості елементів конструкції

СЗСП достатньо давно [7]. Але мінімальний розмір чарунок таких

СЗСП був дуже великий, оскільки перфорація робочих пластин вико-

нувалась механічним методом і створення СЕ с розміром чарунок в

декілька мікрон практично неможлива. Використання при створенні

чарунок лазерної техніки дозволяє суттєво зменшити розміри чару-

нок, але загальна кількість таких чарунок на СЕ дуже великою. Це, в

свою чергу, робить вартість такої СЗСП неприпустимо великою. Не-

обхідно відзначити, що вартість виготовлення перфорованих пластин

за лазерною технологією безпосередньо залежить від швидкості ство-

рення отворів в пластині. Тому, за умови суттєвого прискорення цього

технологічного процесу цій шлях створення сітчастих СЗСП має га-

рні перспективи.

Таким чином, використання нових технологій при створенні капі-

лярних СЗСП сітчастого типу дозволяє суттєво покращити їх технічні

параметри. Але, для проведення кількісної оцінки зміни технічних

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

параметрів СЗСП при переході на нові технології необхідно провести

відповідні експериментальні дослідження.

ПОСИЛАННЯ

1. Чуприна, А. А., Давидов, С. О., & Кривенко, А. А. (2024,

February). Установка для експериментального дослідження взаємодії

газових пузирів з сітчастим роздільником в потоці рідини. In The 7th

International scientific and practical conference “Professional develop-

ment: theoretical basis and innovative technologies” (February 20-23,

2024) Paris, France. International Science Group. 2024. 427 p. (p. 411).

2. Давыдов, С. А., & Горелова, К. В. (2012). История совершен-

ствования конструкций и перспективы использования средств обес-

печения сплошности топлива на основе капиллярных сил.

3. Polyakov, M. V., Davudov, S. А., Davudova, А. V., & Heti, К. V.

(2018). Design parameters of mesh phase delimeters for ensuring repeated

starting of spacecraft in the conditions of heightless.

4. Оно С, К. С. (1963). Молекулярная теория поверхностного натя-

жения в жидкостях.

5. Давыдов, С. (2006). Изменение работоспособности сетчатых

средств обеспечения сплошности топлива при увеличении коэффици-

ента упругости. Вісник Дніпропетровського університету. Ракетно-

космічна техніка, (10), Стаття 9.

6. Давидов, С. ., Журавель, П. ., Кривенко, А. ., & Левченко, В. .

(2022). Вплив температури на працездатність паливної системи кос-

мічних літальних апаратів. Системне проектування та аналіз харак-

теристик аерокосмічної техніки, 30(1), 3-13.

https://doi.org/10.15421/472201

7. Tegart, J., & Wright, N. (1983). Double perforated plate as a capil-

lary barrier. In 19th Joint Propulsion Conference (p. 1379).

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ПЕРСПЕКТИВИ РОЗВИТКУ РАКЕТНО-КОСМІЧНОЇ ГАЛУЗІ ТА ПРОБЛЕМА

ЗАБРУДНЕННЯ НАВКОЛОЗЕМНОГО ПРОСТОРУ

Анжеліка Давидова

ORCID: https://orcid.org/0000-0002-8120-7235

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Данило Рак

ORCID: https://orcid.org/0009-0008-7397-1699

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

ВСТУП

Розвиток космічних технологій у минулому столітті привів до но-

вого етапу в освоєнні космосу. Запуски супутників, космічних стан-

цій, а також планування майбутніх міжпланетних місій стали реаль-

ністю. Однак разом із зростанням активності у космосі, збільшується

кількість сміття, яке залишається на орбіті Землі. Ця проблема, відома

як забруднення навколоземного космічного простору, стає все більш

актуальною і потенційно небезпечною. Особливе занепокоєння ви-

кликає так само і тривалість перебування залишків сміття на косміч-

ній орбіті. Методи боротьби із ними існують, але вони малоефективні

та потребують постійного вдосконалення.

Динаміка зростання кількості супутників, розмахів космічних мі-

сій та постійність космічних запусків створює ризик подальшого за-

гострення ситуації забруднення космосу. Важливо зрозуміти причини

цієї проблеми, її наслідки та шляхи подолання.

МЕТА І ЗАВДАННЯ

Основною метою даної роботи є аналіз сучасного стану забруд-

нення навколоземного космічного простору, визначення його впливу

на космічні місії, супутникові системи та середовище, а також розро-

бка ефективних стратегій для вирішення цієї проблеми.

Для досягнення цієї мети необхідно вирішити наступні завдання:

– зібрати та проаналізувати наявні дані щодо кількості та розпо-

ділу космічного сміття;

– вивчити наслідки забруднення навколоземного космічного про-

стору для космічних місій, супутникових систем та земної екосис-

теми;

– розробити рекомендації щодо подальших кроків у зменшенні

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

кількості космічного сміття та збереженні космічного середовища.

МАТЕРІАЛИ І МЕТОДИ

Для досягнення поставлених завдань були використані різномані-

тні джерела інформації, включаючи дані космічних агентств, резуль-

тати наукових пошуків у галузі космічної технології та екології та рі-

зноманітні статті на цю тему.

Проведені наукові дослідження та спостереження дають все

більш інформації про екологічний стан космічного простору. Викори-

стані джерела дозволили отримати об'єктивну картину сучасного

стану рівня забруднення космосу.

Важливою складовою роботи була статистична обробка отрима-

них даних та їх інтерпретація з метою виявлення тенденцій та ключо-

вих факторів, що впливають на забруднення космічного простору.

РЕЗУЛЬТАТИ

На початку розвитку ракетно-космічної техніки наслідки запусків

ракет-носіїв у космічний простір не враховувались, оскільки кіль-

кість таких запусків протягом року становила одиниці. Але з той пори

минуло більш шести десятирічь. Щороку десятки країн та комерцій-

них організацій розміщують корисний вантаж у навколоземному про-

сторі. Верхні ступені ракет-носіїв, які виконують доставку корисного

вантажу на робочу орбіту залишаються там дуже тривалий час.

Станом на 2012 рік на навколоземній орбіті оберталося близько

19 000 об'єктів [1]. За наведеними даними, на 2021 рік, навколо Землі

оберталося 130 млн. невеликих об'єктів розміром до 1 см, які перет-

ворилися на сміття [2]. Рисунок ілюструє темпи забруднення навко-

лоземного космічного простору протягом останніх 65 років.

На березень 2023 року, мережа американського космічного спо-

стереження вже відслідковувала понад 23 000 об'єктів космічного

сміття, які перевищують розмір м'яча для софтболу на орбіті Землі. З

них 3000 – це відпрацьовані супутники. Проте більшість фрагментів

на орбіти занадто малі для сталого спостереження за ними. За остан-

німи дослідженнями фахівців на орбіті Землі також перебуває понад

100 трильйонів невідслідковуваних частинок космічного сміття. Біль-

шість з них має розмір менше 1 сантиметра, і через відсутність опору

атмосфери рухаються зі швидкістю понад 25200 км/год, що вдесятеро

перевищує середню швидкість кулі на Землі [3].

За даними вчених, маса сміття (на 2017 рік вона становить бли-

зько 7,2 тисячі тон) на орбіті продовжує зростати - за останні три роки

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

вона зростала щороку приблизно на 100 тон, або приблизно на 2%.

Проведений аналіз показав, що навколоземний космічний простір

насичений великою кількістю різноманітних об'єктів, які представля-

ють різний ступінь загрози для космічних місій та супутникових сис-

тем. Великі об'єкти, такі як непрацюючі супутники та відокремлені

ракетні ступені, можуть становити пряму загрозу для майбутніх мі-

сій. Крім того, існує велика кількість дрібних фрагментів, які є важ-

ливим фактором ризику для космічних апаратів.

Рисунок 1 – Темпи зростання рівня забруднення космічного простору

Детальний аналіз показав, що проблема забруднення космічного

простору має потенційно серйозні наслідки як для космічних місій,

так і для земної екосистеми. Необхідно прийняти негайні заходи для

зменшення ризиків та підвищення безпеки космічних місій.

Одним з таких заходів, внесення деяких змін у конструкції існу-

ючих ракет-носіїв та розробка нових виробів ракетно-космічної тех-

ніки, експлуатація яких передбачає наявність спеціальної системи

уводу відпрацьованих ракетних блоків з навколоземної орбіти у

щільні шари атмосфери або у дальній космос [8]. Крім того, необхід-

ною повинна бути наявність у складі будь-якого супутника системи

його усунення з робочої орбіти після завершення терміну його актив-

ного функціонування.

ВИСНОВКИ

Забруднення навколоземного космічного простору становить се-

рйозну загрозу як для космічних місій, так і для земних екосистем.

Для ефективного вирішення цієї проблеми необхідно прийняти ком-

плексний підхід, включаючи розробку та впровадження міжнародних

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

стандартів управління космічним сміттям, стимулювання інновацій у

сфері космічної технології, а також активне залучення міжнародної

спільноти до спільних зусиль у цьому напрямку.

ПОСИЛАННЯ

1. Проблема засміченості навколоземного космічного простору -

Проблема космічного сміття на сьогодні. (б. д.). Wayback Machine.

https://web.archive.org/web/20230313221051/https://sites.google.com/sit

e/kosmichnesmittyaproblem/problema-zasmicenosti-navkolozemnogo-

kosmicnogo-prostoru

2. Шовкун, І. (2021, 21 грудня). Навколо Землі обертаються міль-

йони об'єктів, які перетворилися на космічне сміття. РБК-Украина.

https://web.archive.org/web/20211224181354/https://www.rbc.ua/ukr/ne

ws/zemli-vrashchayutsya-milliony-obektov-kotorye-1640086204.html

3. Орбіта Землі перетворилася на космічне сміттєзвалище: Чим це

загрожує людству. (б. д.). 24 Канал. https://24tv.ua/tech/shho-take-

kosmichne-smittya-chim-vono-nebezpechne-dlya-lyudey_n2272971

4. Визначення зон небезпеки в районах падіння відокремлюваних

частин ракети-носія з урахуванням невизначеності висоти їх-нього

первісного руйнування. (2015). Космічна наука технологія, 21(6), 49–

55. 5. Бомбарделлі, К., Алпатов, А., Пироженко, О., & Баранов, Є.

(2014). Проєкт космічного пастуха з іонним променем. Космічна на-

ука технологія, 20(2), 55–60.

6. Журавель, О. С., Дронь, М. М., Журавель, А. С., & Дронь, Н. М.

(2015). Оцінка можливостей ракет-носіїв для виведення засобів від-

воду космічних об’єктів з навколоземних орбіт.

7. Давидова, А., & Шевцов, В. Ю. (2020). Екологічні аспекти ін-

формаційного середовища планети земля. У Людина і космос (с. 111).

Державне космічне агентство України національний центр аерокос-

мічної освіти молоді ім. О. М. Макарова.

8. Федоров, О. (2019). Космічна діяльність: Підходи до розробки

стратегії Why space for Ukraine? Наукова Думка.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

COMPARISON OF A COMBINED TORUS TANK WITH A COMPOSITE ISOGRID

SUPPORT WITH EXISTING DESIGN SOLUTIONS

Andrii Diadiuk

ORCID: https://orcid.org/0009-0001-6923-3756

Oles Honchar Dnipro National University, Dnipro

Volodymyr Lipovskyi

ORCID: https://orcid.org/0000-0002-7939-7973

Oles Honchar Dnipro National University, Dnipro

INTRODUCTION

A review of the structures of torus tanks that were used in launch ve-

hicles that completed their mission showed that all of them are made of

metal. It should be noted that composite materials have a significant ad-

vantage, they have a greater value of specific strength compared to metals.

Unfortunately, composite torus tanks are being developed and exist only

in experimental test samples. The advantage of torus tanks is the possibil-

ity of creating a compact layout of the launch vehicles. It is more rational

to use them on the second or third stage and in booster orbiter of launch

vehicles. The main calculated load case of the torus tank is the load due to

internal pressure and the hydrostatic pressure of the liquid, increased by

the calculated load during the movement of the launch vehicle. However,

the use of composite torus tanks shows that the features of the geometry

and the existing manufacturing technologies do not ensure the creation of

uniformly strong structures. When loading a composite torus with internal

pressure, the destruction occurs in the outer zone farthest from the axis of

symmetry, although in a torus of constant thickness, the greatest stresses

occur in the zone closest to the axis of symmetry [1].

The surface of the torus closest to the axis of symmetry has a large

thickness of the composite layer due to the peculiarities of the geometry

and winding technology. A distinctive feature of a composite tank is the

need to take into account the requirements of hermeticity. Strength condi-

tions do not always meet them. This feature leads to additional winding of

5-7 layers [2] or the use of combined linear structures. In this case, the

hermeticity is provided by the metal liner, and the composite winding en-

sures required strength characteristics. For linear structures, it is not nec-

essary to use a continuous composite winding over the entire surface of

the torus. To create an equal-in-strength structure, it is advisable to apply

a winding technique that allows to obtain isogrid reinforcement rather than

a continuous longitudinal-transverse approach.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

At the same time, it is necessary to take into account factors that affect

the performance of such torus shells, namely: ensuring the hermeticity of

the container, along with technological limitations during production.

Composite materials have high gas permeability so that gas leaks oc-

cur already at a pressure value of 10-15% of the nominal [2]. Therefore, to

ensure the performance of such a shell, a sealing layer (combined shell) is

used. It can be a metal liner or sealing films made of glass and polymers.

Use as a sealing layer of metal provides the following advantages: the

sealing shell is a carrier, that is, it receives part of the force; the problem

of placing and fastening internal-packing devices is solved; increased tem-

perature range of application.

A condition of continuous winding of the tape is the main technologi-

cal limitation during torus shells production.

TASKS AND OBJECTIVES

Based on the above, the purpose of this work is to consider torus shells

that are loaded with internal pressure and used in real projects as a com-

parison. These design variants are compared with combined torus tanks

that have an isogrid composite reinforcement which is created due to lon-

gitudinal-transverse winding (LTW). The liner ensures the hermeticity of

the shell and also absorbs some of the meridional and annular forces.

Therefore, it is possible to formulate the purpose, object, subject, and tasks

of the research.

The purpose of the study: to determine the parameters of a workable

combined torus tank with isogrid composite reinforcement using the engi-

neering method of calculation of the structure following with assessment

of the mass characteristics with further comparison with “prototype” de-

sign variants.

Research object: combined torus shell with the composite isogrid re-

inforcement.

Research subject: Determination of advantages and disadvantages of

the proposed combined torus tank structures in comparison with the known

used design options.

Tasks of research:

– based on a carried out review of existing metal structures of torus

tank, select for comparison tanks with defined parameters of geometry,

load conditions and used materials;

– determine parameters and weight of the combined tanks with proto-

types load conditions with the use of the engineering method of calculating

the efficient torus tank with isogrid composite reinforcement;

– based on the results of the numerical analysis, draw a conclusion

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

about the expediency and effectiveness of using combined torus tanks with

isogrid reinforcement in comparison with metal prototypes.

MATERIALS AND METHODS

All metal torus tanks selected for comparison are tanks for storing the

working fluid of the turbo-pump unit (TPU). Water is used as the working

fluid. The following containers are selected:

– PS2WT tank of the second stage of the Indian launch vehicle PSLV;

– L-33WT tank of the second stage of the European launch vehicle

Ariane-1, 2,3;

– L-140WT tank of the first stage of the European launch vehicle Ar-

iane-1, 2,3;

– L110WT tank of the 1st stage of the Indian launch vehicle GSLV

Mk3.

All torus tanks are designed to store water that is used both for cooling

the hot gas produced in the gas generator for pressurizing the fuel tanks

and the water tank, and also for cooling the bearings of the NDMG pump

on the TPU shaft [3 - 5]. Tank parameters, physical and mechanical char-

acteristics of materials used, geometry and load conditions are given in

Tables 1-3.

Carbon-carbon unidirectional composite UKN300 is used as a compo-

site reinforcement material. Tape thickness 0.1 mm, width 10 mm, density

1750 kg/m3, modulus of elasticity 220 GPa, relative elongation ε = 1%.

The composite reinforcement is isogrid in the meridional and circular di-

rections. Moreover, taking into account the width of the tape, the circular

winding of composite reinforcement is performed under the condition of

maximum coverage of the inner surface of the torus. This condition en-

sures the maximum bearing capacity of the circular composite reinforce-

ment.

The calculation of the geometry of the isogrid composite reinforce-

ment is performed according to the engineering method. According to it,

the composite reinforcement and the liner operate in the elastic zone. The

liner seals the container, and the composite reinforcement provides

strength. The total internal circumferentially distributed annular and me-

ridional forces are distributed between the liner and the composite rein-

forcement. The conditions of compatibility of deformations are fulfilled

between the liner and the composite reinforcement. The liner works under

biaxial stress state conditions, and the composite tape under uniaxial stress

conditions. The conditions of failure of composite reinforcement are de-

termined according to the deformation theory of strength. The thickness of

the liner for all combined tanks is taken as the minimum, which is

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

determined by the technological limitations of manufacturing. In the work,

the thickness value of 1 mm is accepted.

Table 1 – Parameters of tanks selected for comparison

Table 2 – Physical and mechanical properties of materials

Table 3 – Geometry and working pressure of the tanks

Tank

Radius of the

torus R, m

Distance from the axis

of symmetry of the torus

to the center c, m

Shell thick-

ness, mm

Working load

pressure, MPa

PS-2WT

0.177

1.11

1.6

2.559

L-33WT

0.17

1.12

2.85

6.00

L-140WT

0.378

1.344

1.5*)

0.9

L-110WT

0.25

1.5

2.4

2.705

*) – the thickness of the L-140WT tank is determined by the condition of supercharging

with hot gases produced in the gas generator and cooled by water.

From the condition of equilibrium in the annular section of the torus,

the required thickness of the meridional composite reinforcement  is

determined:

󰇡󰇢



where P is the internal pressure of the torus, R is the radius of the cross

section, Eл is the modulus of elasticity of the liner, Eс is the modulus of

elasticity of the composite,  are the relative elongations of the liner

in the annular and meridional direction of the liner, μл is the Poisson ratio

of the liner, δл is the thickness of the liner, εс is the relative elongation of

the composite,  is the thickness of the composite reinforcement, tл is the

Tank name

Liquid, weight, (kg)

Material

Tank volume, (l)

PS-2WT

H2O, 580

AA6061-T6

685

L-33WT

H2O, 550

AZ5G

640

L-140WT

H2O, 2500

15CDV6

3730

L-110WT

H2O, 1558

AA6061-T6

1850

Material

Density, kg/m3

Modulus of elas-

ticity, MPa

Strength limit,

MPa

Yield strength,

MPa

AZ5G [6]

2.9*103

7*104

390

310

15CDV6 [7]

7.8*103

19*104

1210

1150

AA6061-T6 [8]

2.7*103

6.9*104

310

270

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

width of the composite tape,  is the number of meridional reinforce-

ments. From the condition of equilibrium of the shell in the meridional

section, we find the thicknesses of the composite reinforcement occurring

in the annular section for the outer and inner radius of the torus. Figure 1

shows the distribution of internal forces for these radii.

Figure 1 – Distribution of efforts in the torus tank in a meridional section

In the case of uniform coverage of the inner equator of the torus, con-

sidering the width of the composite tape, the angle of inclination of the

tape will be determined: 󰇡

󰇢, where  is the specified

value of the distance between the centers of gravity of two adjacent com-

posite tapes on the inner equator taking into account tл. Since the longitu-

dinal ring force is different on the outer and inner equators of the torus, the

thickness of the circular reinforcement is determined by the condition of

equilibrium at each equator.

The thickness  of the tape will be determined by the condition of

equilibrium of the annular distributed force on the outer equator of the to-

rus :

󰇡

󰇡

 󰇢󰇛󰇜󰇢

󰇛󰇜

where n^α is the number of circular reinforcements, c is the distance from

the axis of symmetry of the torus to the center of the cross section of the

torus.

The thickness of the tape is determined by the condition of equilib-

rium of the annular distributed force on the inner equator of the torus :

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

󰇛

󰇡

 󰇢󰇛󰇜󰇜

󰇛󰇜

Compare the thickness values obtained for the inner and outer equators

and choose larger value for circular reinforcement.

The weight of the combined torus with isogrid composite reinforce-

ment is determined as the sum weights of the liner and the mass of the

composite reinforcement. The volume of the material and the mass of the

liner are determined by the following ratios: ,

, where γл is the specific weight of the material.

The volume of the material and the mass of the longitudinal layer of

the composite meridional reinforcement is determined by the ratios:



where 󰇡

󰇢



 is the radius of the tape support,

and the mass is 

The volume of the material and the mass of the annular layer of the

composite meridional reinforcement is determined by the ratios:



󰇛󰇜 

Weight of combined torus tanks with isogrid composite reinforcement

is calculated according to this engineering method. Weight of combined

tanks with a continuous composite coating during longitudinal-transverse

winding is determined according to the method given in the work [1].

RESULTS

The results of comparing the weight of the original tank with the com-

bined composite tanks with a continuous coating and isogrid reinforce-

ment are shown in Table 4.

Table 4 - Tanks weight comparison

Tank

Tank weight, kg

Prototype

Composite reinforcement

With continuous LTW coating

With isogrid LTW coating

PS2WT

33.5

30.2

29.1

L-33WT

62.0

52.0

50.6

L-140WT

232.8

196.4

185.3

L110WT

95.9

73.9

73.4

The analysis of the obtained results shows that using combined com-

posite torus tanks instead of metal ones significantly reduces the weight of

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

the tanks. Applying composite continuous coatings on the torus surface

reduces the tank's weight by 9-22 percent. Using isogrid composite coat-

ings reduces the weight of the prototype tanks by 13-23.5 percent.

SUMMARY

Based on the results of the work, the following conclusions can be

drawn:

1. To design torus tanks of minimum weight, it is advisable to perform

them combined. In this case, the metal liner performs the hermetic func-

tion, and the composite winding ensures necessary strength.

2. The thickness of the liner should be as minimal, taking into account

the technological requirements of production. The use of additive technol-

ogies makes it possible to make liner thinner.

3. For composite linear structures, it is not necessary to use continuous

composite winding over the entire surface of the torus. The design options

with isogrid reinforcement ensure the workability of the construction

while enhancing weight characteristics by 13-23.5%.

REFERENCES

1. Буланов, М., Смыслов, В. И., Комков, М. А., & Кузнецов, В. М.

(1985). Сосуды давления из композиционных материалов в конструк-

циях летательных аппаратов. М.: ЦНИИ информации.

2. TSM YZH ANL 009 00. (2019). Композиционный топливный

бак для РКН. Днепр: ГП «КБ «Южное».

3. Indian Space Research Organisation. (2021, September 14). PSLV

Project. Retrieved May 3, 2024, from https://www.ciihive.in/Attach-

ments/Exhibitor/49351_PSLVBROCHURE.pdf

4. Ariane Department of the European Space Agency. (1980). Ariane

User's Manual (Vol. 1, pp. 262-268). Geneve: EUROSAT.

5. Indian Space Research Organisation. (2018, September 18). Invita-

tion For Expression-Of-Interest. Liquid Propulsion Systems Centre, Ker-

ala, India.

6. 7020-T6 Aluminum. (n.d.). Retrieved May 3, 2024, from

https://www.makeitfrom.com/material-properties/7020-T6-Aluminum

7. Quenched and Tempered 4340 Ni-Cr-Mo Steel. (n.d.). Retrieved

May 3, 2024, from https://www.makeitfrom.com/material-proper-

ties/Quenched-and-Tempered-4340-Ni-Cr-Mo-Steel

8. 6061-T6 Aluminum. (n.d.). Retrieved May 3, 2024, from

https://www.makeitfrom.com/material-properties/6061-T6-Aluminum.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ЗАКОРДОННИЙ ДОСВІД ВИКОРИСТАННЯ СУБОРБІТАЛЬНИХ РАКЕТ-

НОСІЇВ ДЛЯ ВИРІШЕННЯ ЗАДАЧ У СФЕРІ БЕЗПЕКИ ТА ОБОРОНИ

Владислав Пророка

ORCID: https://orcid.org/0000-0001-6884-3934

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Микола Дронь

ORCID: https://orcid.org/0000-0003-0682-8004

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Ілля Лук’яненко

ORCID: https://orcid.org/0009-0004-4128-4377

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Олексій Кулик

ORCID: https://orcid.org/0000-0002-2913-4462

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

ВСТУП

Суборбітальні ракети-носії (СРН) та ракети військового призна-

чення є окремими класами літальних апаратів, що вирішують різні

задачі і потребують відмінних підходів при їх проєктуванні. Констру-

кція СРН не розрахована на здійснення різких маневрів та відповід-

них польотних режимів навантаження, які вимагаються від ракет вій-

ськового призначення. У той же час, як показує закордонний досвід,

між СРН та ракетами військового призначення може встановлюва-

тися тісний взаємозв’язок, що полягає у обміні ракетними технологі-

ями та використанні СРН у допоміжних задачах не пов’язаних з без-

посереднім нанесенням ураження потенційному противнику. Це

означає, що СРН можуть дати поштовх розвитку розробок військової

тематики.

ОГЛЯД НАЙБІЛЬШ ПЕРСПЕКТИВНИХ НАПРЯМКІВ ЗАСТОСУВАННЯ

З відкритих джерел відомо, що військово-промисловий комплекс

України у питаннях розробки ракетних озброєнь має достатньо про-

блем, зокрема це стосується далекобійних ракет та реактивних систем

залпового вогню. Особливо гостро ці проблеми проявилися у ході по-

вномасштабного вторгнення, коли значну частину потреб Збройних

сил довелося закривати за рахунок озброєнь, переданих іншими

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

державами [1]. Наразі Україна не має на озброєнні жодного сучасного

оперативно-тактичного ракетного комплексу (ОТРК). Тим більше, ві-

дсутні потужніші зразки озброєння – балістичні ракети малої та се-

редньої дальності. І якщо розробка останніх може мати певні юриди-

чні нюанси, то жодних перешкод створенню ОТРК наразі немає.

Практично відсутня інформація і про вітчизняні розробки гіперзвуко-

вих озброєнь, якими останнім часом активно займаються держави,

що мають найбільші армії світу.

Існує багато прикладів успішного створення ракетних двигунів

твердого палива (РДТП), які можуть використовуватися одночасно як

для СРН, так і для ракет військового призначення [2]. Даний підхід

дає переваги, що полягають у скороченні матеріальних затрат на роз-

робку та створенні можливостей для відпрацювання рішень у складі

СРН, що призначені для подальшого застосування у ракетних озбро-

єннях. Поряд з цим, реалізація запропонованої ідеї дозволяє вирішити

проблемне питання утилізації РДТП, гарантійний строк придатності

яких добігає кінця. Утилізація таких двигунів може відбуватися пря-

мим застосуванням за призначенням – використанням у якості рушій-

ної установки СРН для вирішення відмінних від військових задач. На-

томість, замість вилучених, на бойове чергування чи на збереження

можуть бути прийняти нові РДТП. Схожу ідею запропоновано у дже-

релі [3].

Як показує огляд сучасних СРН, існує достатня кількість прикла-

дів як рідкопаливних, так і твердопаливних СРН, що мають високі

енергетичні можливості – здатні доставляти корисні вантажі масою у

сотні кілограмів на висоти до 700 км і навіть вище [4]. Для ракет вій-

ськового призначення доцільним буде зробити акцент на ракетних

двигунах твердого палива (РДТП) – військові ракети на рідкому па-

ливі існували загалом до винайдення твердих палив та були більшою

мірою витіснені у зв’язку із проблемами, пов’язаними із експлуата-

цією та перебуванням рідиннопаливних ракет на бойовому чергу-

ванні протягом тривалого часу [5]. Тому, усі сучасні ОТРК, так само

як і значна частина СРН використовують у якості рушійної установки

РДТП. Наведемо основні характеристики сучасних ОТРК (див. Таб-

лицю 1 [6-11]). Як бачимо, незважаючи на достатньо значний розкид

ОТРК по дальності та масі бойової частини, стартова маса таких ра-

кет лежить у межах 1,7–3,5 тон, а діаметри у межах 600–900 мілімет-

рів. Найбільш показовим параметром, що відображає енергетичні мо-

жливості РДПТ є його сумарний імпульс. Цей інтегральний параметр

показує, яку тягу здатна створювати двигунна установка та протягом

якого часу здатен працювати двигун, що є ключовою умовою вирі-

шення тої чи іншої задачі. Як можна побачити, сумарний імпульс

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

РДТП сучасних ОТРК лежить у межах 2000-3000 кН∙с. При цьому су-

марний імпульс найпотужнішої на даний момент СРН Maxus стано-

вить 27558 кН∙с [12], тобто є вищим на один порядок. Загалом, якщо

мова йде про найближчий «бойовий відповідник» СРН Maxus, то ним

є індійська балістична ракета малої дальності Агні-1 [13], що дозво-

ляє говорити про перспективність створення спільних РДТП для СРН

не лише з ОТРК, а і більш потужних ракетних озброєнь.

Таблиця 1 – Основні характеристики сучасних ОТРК [6, 11-16]

Характеристика

Назва ОТРК

Точка-У [6]

ATACMS [7]

Іскандер-М

[8]

Lora [9]

Yildirim [10]

Fateh-110

[11]

Країна походження

СРСР

США

РФ

Ізраїль

Туреччина

Іран

Максимальна дальність,

км

120

300

500 (650?)

430

150

300 (500?)

Маса бойової частини,

кг

482

227

480

450

650

Сумарний імпульс, кН∙с

2700

1912

Середня тяга, кН

38,3

Стартова маса, кг

2010

1670

3800

1700

2100

3450

Питома тяга, с

236

260

Діаметр ракети, мм

650

610

920

652

600

610

Довжина ракети, мм

6410

3960

7200

5200

6100

8860

Паливо

Сумішеве

Аналогічно ОТРК перспективною виглядає ідея уніфікації РДТП

СРН та зенітних ракет систем протиповітряної та протиракетної обо-

рони. Дійсно, СРН та зенітні ракети мають подібну траєкторію бли-

зьку до вертикалі. Однак, існують певні складнощі реалізації такого

рішення. По-перше, для зенітних ракет все ж необхідне виконання

маневрів, особливо при скороченні відстані до цілі, що має бути ура-

жена. По-друге, максимальна швидкість зенітних ракет є екстрема-

льно високою. Наприклад, ракети 9М82 та 9М83 зенітно-ракетного

комплексу С-300 мають максимальну швидкість у 5М та 7,5М відпо-

відно [14]. Для польоту СРН такі швидкості є неприйнятними через

високі значення перевантажень, що зумовлює обмеження для роботи

приладів, що встановлюються на СРН. Також це призведе до різкого

збільшення маси конструкції СРН – проектні параметри СРН будуть

далекими від оптимальних значень. Крім того, вимоги створення екс-

тремально високої швидкості зенітних ракет потребує вибору твер-

дого ракетного палива з високою швидкістю горіння. Тому таку ідею

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

на даному етапі можливо реалізувати тільки для ураження повітряних

цілей, що летять з невеликими швидкостями – наприклад, деяких дро-

нів-камікадзе.

Актуальним питанням у контексті розвитку українських ракетних

озброєнь є розробка власних систем керування польотом. Зв’язок із

СРН тут можна простежити у питаннях відпрацювання систем керу-

вання в умовах реального польоту, а також у ситуаціях, коли самі СРН

також потребують керування у польоті. Зв’язок із СРН тут можна про-

стежити у питаннях відпрацювання систем керування в умовах реа-

льного польоту, а також у ситуаціях, коли самі СРН також потребують

керування у польоті.

При створенні систем керування, окрім безпосередньо розробки

алгоритмів керування та їх матеріальної реалізації у відповідному

пристрої, важливими є питання відпрацювання датчиків системи орі-

єнтації при роботі під дією різних режимів навантаження та відпові-

дних їм перевантажень, вібрацій, теплових режимів роботи, реакції

літального апарату на корекції органів керування тощо. Відпрацю-

вання систем керування польотом у складі СРН дозволить штучно

створювати у польоті умови, необхідні для проведення повного пое-

тапного тестування розроблених систем керування у відповідності до

встановленого технічного завдання.

Ще одним можливим рішенням, яке можна реалізувати за допо-

могою СРН є моделювання ракетних атак [3], що є необхідним при

розробці систем протиракетної оборони (ПРО), що так само є надзви-

чайно актуальним для захисту держави від можливих проявів війсь-

кової агресії. У випадку, якщо тестуються лише системи виявлення та

спостереження ворожих об’єктів, завдяки можливості багаторазового

використання ракет такого типу теоретично можна значно скоротити

рівень затрат на цьому етапі відпрацювання систем ПРО. При пере-

ході до етапу відпрацювання процесу ураження повітряних цілей за-

собами активного впливу систем ПРО (протиракетами), СРН також

можуть виступати у якості ракет-мішеней, щоправда без реалізації ба-

гаторазовості. Це може бути доцільним через те, що вартість СРН за-

звичай є значно меншою за військові ракети, що пов’язано з більш

жорсткими вимогами до експлуатації бойових ракет. Ілюстрацією

ефективності запропонованого рішення може бути широко відомий

«норвезький інцидент», коли у 1995 році випущена дослідницька ра-

кета Black Brant XII була сприйнята російською системою попере-

дження про ракетний напад у якості бойової [15]. Існує ряд прикладів

успішної реалізації цієї ідеї під час навчань держав, що входять до

блоку НАТО [16].

Успішне ведення бойових дій на сучасному етапі неможливе без

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ефективних засобів розвідки, що дозволяє прогнозувати подальші дії

противника. Для цього використовують різноманітні засоби військо-

вого зондування та аерофотозйомки [17]. Аерофотозйомка з шири-

ною смуги спостереження розміром до десятків квадратних кіломет-

рів може здійснюватися за допомогою пілотованих та безпілотних лі-

тальних апаратів. Перевагами цих засобів є надвисока якість зобра-

ження та помірна вартість (особливо для БПЛА). У той же час, врахо-

вуючи наявність у будь-якої сучасної армії засобів боротьби із повіт-

ряними цілями існують великі ризики ураження даних літальних апа-

ратів. Широко застосовуються для отримання розвідданих військові

супутники. Дані засоби здатні забезпечувати ширину смуги спостере-

ження у тисячі квадратних кілометрів. Перевагами цього способу

отримання даних є низька вартість за одне зображення та можливість

збору інформації протягом тривалого часу. У той же час, наявність

військових супутників на орбіті вкрай важко забезпечити за відсутно-

сті засобів для їх виведення у держави, в інтересах якої вони працю-

ють, адже дані апарати потребують достатнього рівня секретності.

Перспективною виглядає ідея застосування СРН у якості засобів

для зондування у військових цілях. СРН здатні заповнити нішу між

літаками й БПЛА з одного боку та військовими супутниками з іншого,

забезпечуючи ширину смуги спостереження розмірами у сотні квад-

ратних кілометрів [17]. У порівнянні з БПЛА та літаками можливо

реалізовувати запуски СРН на власній території не ризикуючи втра-

тою літального апарата. Крім того, СРН можна використовувати ба-

гато разів завдяки наявності на їх борту системи порятунку. До недо-

ліків використання СРН для вирішення цієї задачі слід віднести порі-

вняно невеликий час спостереження – у межах однієї години у випа-

дку повільного спуску на парашуті та високу вартість запуску СРН у

порівнянні з БПЛА і, як наслідок, високу вартість одного зображення.

Створення гіперзвукових озброєнь – один з найперспективніших

напрямів розвитку ракетних озброєнь. Політ на гіперзвукових швид-

костях супроводжується надвисокими навантаженнями та високими

температурами, адже відбувається у доволі щільних шарах атмос-

фери. Створення наземних комплексів для відпрацювання зразків та-

кої техніки потребує екстремально високих матеріальних витрат, а

іноді є просто неможливим з точки зору реалізації. Потужні СРН зда-

тні досягати гіперзвукових швидкостей, і, як наслідок, замінити бі-

льшу частину наземної інфраструктури для експериментального від-

працювання таких озброєнь, тим самим скоротивши загальну вар-

тість проєкту. На даний момент уже існують приклади успішної реа-

лізації такого рішення [18].

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ВИСНОВКИ

Суборбітальні ракети-носії можуть бути успішно застосовані для

вирішення задач у сфері безпеки та оборони. Одним з найбільш пер-

спективних напрямків реалізації даного рішення є створення РДТП,

що можуть виконувати задачі як у складі ракет військового призна-

чення, так і СРН, що дозволяє скоротити матеріальні затрати на їх ро-

зробку та у подальшому позбавитися проблемного питання утилізації

РДТП, гарантійний строк придатності яких добігає кінця.

СРН являють собою платформу для відпрацювання рішень, що у

подальшому можуть бути застосовані для різного роду озброєнь. Зо-

крема, до таких задач належать розробка власних систем керування

польотом, гіперзвукові озброєння тощо. СРН також можуть бути ада-

птовані під задачі зондування у військових цілях, що у комплексі з

розвідувальними БПЛА та військовими супутниками здатні стати

ефективним інструментом підвищення загального рівня засобів роз-

відки.

ПОСИЛАННЯ

1. Залужний, В. Ф., & Забродський, М. В. (2022). Перспективи за-

безпечення воєнної кампанії 2023 року. Український погляд. Україн-

ське національне інформаційне агентство "Укрінформ".

https://www.ukrinform.ua/rubric-world/3566165-misia-bez-nadii-

poteplinna-u-berlini-ta-vizionerstvo-vid-es.html.

2. NASA sounding rockets user handbook (NASA/TP–20230006855).

(2023). Greenbelt. https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20230006855/down-

loads/NASA%20TP%2020230006855%202023.05.08.pdf.

3. Noga, T. (2021). Suborbital rockets in safety & defense applications.

Safety & Defense, 7(2), 65–79. https://doi.org/10.37105/sd.146.

4. Ceglia, E. (2005). European users guide to low gravity platforms.

Erasmus User Centre and Communication Office, ESA.

5. Clark, J. D. (1972). Ignition!: An informal history of liquid rocket

propellants. Rutgers University Press.

6. Тактический ракетный комплекс 9К79-1 Точка-У. (2019). Mis-

silery.info. https://missilery.info/missile/tochka.

7. ATACMS operational-tactical missile system | Missilery.info.

(2020). Missilery.info | Missile database. Descriptions and specifications.

https://en.missilery.info/missile/atacms.

8. Iskander / SS- 26. (2018). GlobalSecurity.org. https://www.glob-

alsecurity.org/wmd/world/russia/ss-26-specs.htm.

9. Оперативно-тактический ракетный комплекс LORA.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Missilery.info. https://missilery.info/missile/lora.

10. YILDIRIM (J-600T) | Weapons parade YILDIRIM (J-600T) SSM

missile. (2022). Weapons. Parade. https://weaponsparade.com/weapon/j-

600t-yildirim/

11. Iran Press. (2022). Fateh 110 ballistic missile. iranpress.com.

https://iranpress.com/content/67779/fateh-110-ballistic-missile.

12. Castor motor series. (2016). Propulsion products catalog.

©Northrop Grumman. Approved for Public Release OSR No. 16- S- 1432.

https://www.northropgrumman.com/wp-content/uploads/CASTOR-Mo-

tor-Series.pdf.

13. Design characteristics of India’s ballistic and cruise missiles.

(2014). NTI | Building a Safer World. https://www.nti.org/wp-content/up-

loads/2021/09/design_characteristics_of_india_ballistic_cruise_mis-

siles.pdf.

14. Anti-aircraft guided missiles 9M82 (9M82M) and 9M83

(9M83M) (2022). Missilery.info: https://en.missilery.info/mis-

sile/c300v/9m83.

15. The Norwegian rocket incident (the black brant scare) - center for

arms control and non-proliferation. (2022). Center for Arms Control and

Non-Proliferation. https://armscontrolcenter.org/the-norwegian-rocket-in-

cident-the-black-brant-scare/.

16. Macdonald, B. K. (2016). Hebrides rocket launch: The space mile-

stone we almost missed. BBC News. https://www.bbc.com/news/uk-scot-

land-highlands-islands-35482244.

17. Suborbital reusable vehicles: A 10-year forecast of market de-

mand. (2012). the Federal Aviation Administration Office of Commercial

Space Transportation and Space Florida. https://www.faa.gov/about/of-

fice_org/headquarters_offices/ast/media/suborbital_reusable_vehicles_re-

port_full.pdf.

18. Trevithick, J. (2021). Warnings posted for а peculiar french ballis-

tic missile test in the Atlantic. The Drive. https://www.thedrive.com/the-

war-zone/40334/warnings-posted-for-a-peculiar-french-ballistic-missile-

test-in-the-atlantic.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

UAV LAUNCH METHODS

Oleksandr Dobrodomov

ORCID: https://orcid.org/0009-0005-9926-6638

Oles Honchar Dnipro National University, Dnipro, Ukraine

Vladyslav Proroka

ORCID: https://orcid.org/0000-0001-6884-3934

Oles Honchar Dnipro National University, Dnipro, Ukraine

Oleksii Kulyk

ORCID: https://orcid.org/0000-0001-6884-3934

Oles Honchar Dnipro National University, Dnipro, Ukraine

INTRODUCTION

This paper will discuss the different methods for launching fixed-wing

unmanned aerial vehicle (UAVs) in various conditions such as availability

of a runway, accessibility of the launch site, weather conditions (wind,

temperature, precipitation). The use of UAVs has become widespread in

recent years due to a number of factors, including:

Civilian applications:

– Safety and security: traffic accident analysis, monitoring of large

events, criminal tracking, search and rescue operations, emergency re-

sponse.

– Scientific research: mapping; terrain research for scientific pro-

grams in archaeology, geology, biology, and other sciences; Space re-

search; environmental monitoring; anti-poaching and illegal logging;

monitoring forest health, fire detection; glacier melt monitoring.

– Logistics and manufacturing: nventory of warehouses, cargo deliv-

ery (unmanned airmail).

– Construction: planning and monitoring of construction work, site

demarcation, security control, building inspection.

– Agriculture: spraying of fertilizers and plant and soil protection

products; obtaining up-to-date and accurate information on the area, relief,

soil characteristics of fields, plant and soil condition; inventory of agricul-

tural land; assessment of seedling emergence; yield forecasting; use in-

stead of dogs for grazing.

– Power industry: inspection of power plants, power lines and heating

networks.

– Oil and gas sector: obtaining information from hard-to-reach places,

surveys of oil infrastructure, leaks and violations, identification of accident

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

areas and their reduction, detection of unauthorized work

– Military applications: aerial reconnaissance, fire control and target-

ing, strikes against ground and sea targets, interception of air targets, radio

interference, relay of messages and data, delivery of cargo to units.

As can be seen from the above, UAVs play an important role in the

modern world and are often irreplaceable. Currently, there is no generally

accepted classification of UAVs. They are classified according to various

characteristics, such as: use (civilian/military), control system type, flight

speed, wing type, takeoff weight, range, altitude, type of powerplant and

so on. [1-8]. When choosing a UAV launch method, the mass of the aircraft

and the stall speed are of primary importance, that is, the minimum speed

at which the aircraft can move stably and the controls will be effective. So

you need to use impulse to compare launch methods. In terms of mass, the

most structured classification is the NATO classification for combat UAVs,

but it is also suitable for civilian aircraft:

Class:

– I - full takeoff weight up to 150 kg;

– II - full takeoff weight up to 600 kg (Hermes 450, Fig. 1);

– III - full takeoff weight over 600 kg(Bayraktar TB2, Fig. 2).

Class I is divided into categories:

– Micro - up to 2 kg (SWITCHBLADE 300 BLOCK 20, Fig. 3);

– Mini - up to 15 kg (RQ-20 Puma Fig. 4.);

– Small - from 15 kg [9] (PD-2, Fig. 5.).

Figure 1 – Hermes 450 [10]

Figure 2 – Bayraktar TB2 [11]

Figure 3 – SWITCHBLADE 300

BLOCK 20 [12]

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Figure 4 – RQ-20 Puma [13]

Figure 5 – PD-2 [14]

UAV LAUNCH METHODS

The main task of the launch device is to transfer the necessary energy

to the aircraft for stable flight, the problem in this case is the storage of

this energy in some energy carrier and its rapid release. The classification

will be based on the type of energy carrier:

Figure 6 – RQ-20 puma

launch [15]

Figure 7 – Bayraktar TB2

taking off a runway [16]

Figure 8 – Bell Eagle Eye

[17]

WITHOUT A LAUNCH DEVICE

The simplest launch method is the absence of any additional devices,

it is divided into two subtypes:

– Manual launch (fig. 6):

Description: The simplest method, in which a person throws the UAV

into the air.

Advantages: simplicity of implementation, low cost, mobility.

Disadvantages: limited takeoff height and speed, dependence on phys-

ical fitness and weather conditions, not suitable for UAVs with a large

mass.

Application: Used to launch small UAVs in conditions where the use

of other methods is impossible or impractical.

– Using a runway (fig. 7):

Description: The UAV accelerates along the runway using its own en-

gine and then takes off.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Advantages: possibility to launch UAVs with a large mass, independ-

ence from weather conditions, simplicity of implementation, low cost.

Disadvantages: requires a runway, limited mobility.

Application: Used to launch UAVs with large mass and dimensions

– Vertical takeoff using its own engines (fig. 8):

Advantages: high mobility;

Disadvantages: excess engine power for horizontal flight, which re-

duces the range;

Application: Used for terrain monitoring in both civilian and military

applications.

BY CATAPULT

Figure 9 – Elastic launcher

with a drone on it [18]

Figure 10 – MAAS 90

started with pneumatic

launcher [19]

Figure 11 – F-18 Hornet

ready for launch with

electromagnetic catapult

[20]

The most common method of launching UAVs, it has a number of sub-

classes depending on the type of energy storage:

– Using the elastic force of tension/compression of structural ele-

ments (springs, rubber, or other elastomer). Both muscular force and spe-

cial tensioners can arm the catapult (fig. 9):

Description: The UAV is accelerated along rails using elastic force and

then takes off.

Advantages: simplicity in design and operation.

Disadvantages: limited mobility, under certain weather conditions

(high ultraviolet index, low temperatures, etc.), elastic elements can dete-

riorate.

Application: Used to launch UAVs from ship decks, in confined

spaces, and for research purposes.

– Pneumatic launcher (fig. 10):

Description: The UAV is accelerated along rails using compressed gas.

Advantages: relatively simple and inexpensive design, possibility to

launch UAVs of various weights, independence from weather conditions.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Disadvantages: limited mobility, noisier than the previous type.

Application: Used for launching UAVs in field conditions, for military

purposes.

– Electric and electromagnetic launch (fig. 11):

Description: The UAV is accelerated to the required speed using elec-

trical or electromagnetic means.

Advantages: possibility to launch heavy aircraft, independence from

weather conditions

Disadvantages: due to the low density of electrical energy, high-power

installations necessary for launch are stationary

Application: Often used on aircraft carrier decks to launch heavy

UAVs and aircraft.

USING A CARRIER

This method utilizes an additional manned or unmanned aircraft.

Figure 12 – Blackhawk

launches ALTIUS 600 drone

[21]

Figure 13 – The XQ-58A

Valkyrie demonstrates the

separation of the ALTIUS-

600 [22]

Figure 14 – Navy balloon

drone launch concept

[23]

– Using a helicopter or helicopter-type UAV (fig. 12):

Description: The UAV is delivered to the launch site by a helicopter or

helicopter-type UAV, and then dropped or detached from it.

Advantages: possibility to launch UAVs in hard-to-reach places, ex-

pansion of the UAV's operational radius, possibility to launch UAVs in

conditions with a limited runway.

Disadvantages: complexity and high cost of the operation, dependence

on the availability of additional resources.

Application: Used for military, rescue, and research purposes, as well

as for launching UAVs in remote mountainous, forested, and water areas.

– Using an airplane (fig. 13):

Description: The UAV is transported under the wing or inside an air-

plane, and then dropped or detached from it.

Advantages: provides maximum operational radius for the UAV,

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

possibility to launch UAVs in hard-to-reach places, fast delivery of the

UAV to the destination.

Disadvantages: complexity and high cost of the operation, dependence

on the availability of an airplane, limitations on the mass and dimensions

of the UAV.

Application: Used for military, reconnaissance, and research purposes,

as well as for launching UAVs in remote regions.

– Using a balloon (fig. 14):

Description: The UAV is lifted into the air by a balloon and then sep-

arates from it.

Advantages: provides long flight time for the UAV in the air, possibil-

ity to launch UAVs in conditions with a limited runway, low noise level.

Disadvantages: limited altitude and speed of flight, dependence on

weather conditions, necessity of having a balloon.

Application: Used for scientific research, environmental monitoring,

and signal relaying.

USING CHEMICAL REACTIONS

Figure 15 – Shahed-136

rocket launch [24]

Figure 16 – V1 launch site with

hydrogen peroxide gas generator

[25]

Figure 17 –

Switchblade 300 drone

launches with a

mortar [26]

– Using a launch booster (fig. 15):

Description: The UAV is launched with a rocket booster.

Advantages: provides maximum launch altitude and speed, high mo-

bility, possibility of simultaneous launch of a large number of UAVs

Disadvantages: complexity and high cost of the operation, noise

Application: Used for scientific research and military purposes.

– Launch with a chemical gas generator (fig. 16, 17):

Description: Launch of the UAV based on the principle of an over-

caliber projectile or a mortar.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Advantages: high mobility

Disadvantages: complexity of the launcher

Application: Used for launching small UAVs. Also used during World

War II for launching V-1 cruise missiles from a stationary launcher.

USING COMBINED METHODS

Advantages: expands the possibilities of UAV application.

Disadvantages: complexity of implementation, increased cost.

Application: Used to solve complex tasks that require maximum flex-

ibility and versatility from the UAV.

RESULTS

Based on the results of the conducted research, a flowchart for select-

ing the method of UAV launch was proposed, depending on the require-

ments and operating conditions.

Figure 17 – Methodology for choosing UAV I class launch type

The flowcharts (fig. 17, 18) provides a step-by-step decision-making

process for selecting the most suitable launch method for a given UAV,

considering factors such as UAV size, speed requirements, weather

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

dependence, mobility needs, and range requirements. This flowcharts fo-

cuses on UAV size (micro, mini, small, large) and speed requirements

(high speed or not) to determine the launch method.

Figure 18 – Methodology for choosing UAV II, III class launch type

*The provided classification is not rigid due to the variability of UAV

classification and can be slightly adjusted based on requirements.

Overall, these flowcharts provide a simplified decision-making pro-

cess for selecting UAV and airplane launch methods based on key factors

like size, speed, weather dependence, mobility, range, runway compatibil-

ity, and carrier availability.

CONCLUSION

Several factors determine the optimal UAV launch method, such as:

– Type of UAV: mass, dimensions, engine type

– Flight requirements: altitude, speed, duration

– Terrain conditions: availability of a runway, accessibility of the

launch site

– Weather conditions: wind, temperature, precipitation

– Budget: cost of equipment and operation

The choice of UAV launch method is an important task that affects the

safety, efficiency, and functionality of the tasks to be performed. As UAVs

are a new field of technology, new ways of launching them will emerge

and existing ones will be significantly modified.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024) 
33 
REFERENCES 
1. Курепін, В.  М.  (2020). Безпілотні  літальні  апарати як  інстру-
мент сучасного землеробства. 
2. Книш, Б. П., & Алєксєєв, М. А. (2020). Безпілотні літальні апа-
рати та відеоаналітика (Doctoral dissertation, ВНТУ). 
3. Комаров, Д. Безпілотні літальні апарати та їх використання. Ор-
ганізаційний комітет, 47. 
4. Логачов, М.  Г.  (2023).  Кібератаки  на безпілотні  літальні  апа-
рати: класифікація та уразливості. 
5. Медведєв, В. К., Коренівська, І. С., Хажанець, Ю. А., & Салов, 
А. О. (2023). Безпілотні літальні апарати та їхній вплив на перебіг ро-
сійсько-української війни. Наука і оборона, (2), 52-59. 
6. Запорожець, А. О. (2020). Безпілотні літальні апарати для сис-
тем моніторингу в енергетиці та екології (Doctoral dissertation, Інсти-
тут проблем моделювання в енергетиці ім. ГЄ Пухова НАН України). 
7. PS,  R., &  Jeyan,  M.  L. (2020).  Mini  Unmanned Aerial  Systems 
(UAV)-A Review of the Parameters for Classification of a Mini UAV. In-
ternational Journal of Aviation, Aeronautics, and Aerospace, 7(3), 5. 
8. Szóstak,  M.,  &  Nowobilski, T. (2022). Application  of unmanned 
aerial vehicles in construction industry. Transportation overview  – prze-
glad  komunikacyjny,  38-45. 
https://doi.org/10.35117/a_eng_22_02_03_05 
9. Allied joint doctrine for air and space operations, NATO STAND-
ARD (2016). 
10. Hermes™  450.  https://elbitsystems.com/.  https://elbit-
systems.com/product/hermes-450/ 
11. Брюховецкая, Е. (2024, 24 березня). В Турции совершил пер-
вый полет новый прототип Bayraktar. novyny.live. https://segodnya.no-
vyny.live/ru/u-turechchini-zdiisniv-pershii-polit-novii-prototip-bay-
raktar-161343.html 
12. Switchblade®  300  loitering  munition systems  | tactical  missile 
systems | suicide drone | kamikaze drone | aerovironment, inc.  AeroViron-
ment, Inc. https://www.avinc.com/lms/switchblade 
13. Puma™ LE UAS (UAV) - group 2 UAS capabilities in a group 1 
footprint | unmanned air vehicles  | aerovironment, inc.  AeroVironment, 
Inc. https://www.avinc.com/uas/puma-le 
14. Unmanned  system  PD-2.  Home  -  SPETSTECHNOEXPORT. 
https://spetstechnoexport.com/product/pd-2 
15. ФОКУС,  Р.  (2022,  24  жовтня).  ВСУ  получат 11  комплексов 
PUMA-LE стоимостью 540 млн грн: Что известно о БПЛА. ФОКУС. 
https://focus.ua/digital/534239-vsu-poluchat-11-kompleksov-puma-le-

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024) 
34 
stoimostyu-540-mln-grn-chto-izvestno-o-bpla 
16. Брюховецкая, Е. (2024, 24 березня). В Турции совершил пер-
вый полет новый прототип Bayraktar. novyny.live. https://segodnya.no-
vyny.live/ru/u-turechchini-zdiisniv-pershii-polit-novii-prototip-bay-
raktar-161343.html 
17. Kazior, W. A. (2013, 25 липня). | Bell Eagle Eye HV-911 | United 
States -  US Coast  Guard (USCG)  | W.A.  Kazior  | JetPhotos.  JetPhotos. 
https://www.jetphotos.com/photo/7639370 
18. ElevonX Scorpion - ElevonX | Professional UAV solutions. Ele-
vonX  |  Professional  UAV  solutions.  https://www.elevonx.com/solu-
tions/elevonx-scorpion/ 
19. SUAS pneumatic launcher - UAV solutions store. UAV Solutions 
Store. https://uav-solutions.com/accessories/rdpl/ 
20. Electromagnetic  aircraft  launch  system  (EMALS).  NAVAIR. 
https://www.navair.navy.mil/product/Electromagnetic-Aircraft-Launch-
System-EMALS 
21. Mizokami, K. (2020, 21 травня). Black hawk helicopters can now 
launch drones from midair. Popular Mechanics. https://www.popularme-
chanics.com/military/weapons/a32617628/black-hawk-drones/ 
22. Valkyrie drone launches even smaller drone from inside payload 
bay.  Defense  News.  https://www.defensenews.com/air/2021/04/05/the-
valkyrie-drone-launches-an-even-smaller-drone-from-inside-its-payload-
bay/ 
23. Drummond,  K.  (2012,  6 січня).  Navy balloon  launches drone, 
which  drops  two  more  spy  bots.  WIRED. 
https://www.wired.com/2012/01/balloon-drones/ 
24. Китай  працює  над  своєю  копією  Shahed-136,  тільки  з 
реактивним  двигуном.  (2023,  26  липня).  DEFENSE  EXPRESS. 
https://defence-ua.com/news/kitaj_pratsjuje_nad_svojeju_kopi-
jeju_shahed_136_tilki_z_reaktivnim_dvigunom-12331.html 
25. V1  launch  site.  Nevington  War  Museum.  https://www.neving-
tonwarmuseum.com/v1-launch-site.html 
26. Atherton, K. D. Everything to know about Switchblades, the at-
tack  drones  the  US  gave  Ukraine.  Popular  Science.  https://www.pop-
sci.com/technology/switchblade-drones-explained/ 
 
   

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ОЦІНКА ДОЦІЛЬНОСТІ ВИКОРИСТАННЯ АЕРОДИНАМІЧНИХ СИСТЕМ

ВІДВЕДЕННЯ В ЗАЛЕЖНОСТІ ВІД ВИСОТИ ОРБІТИ

Анатолій Абатуров

ORCID: https://orcid.org/0009-0007-7402-3909

Дніпровський Національний Університет імені Олеся Гончара, Дніпро, Україна

ВСТУП

Наслідком активної космічної діяльності та використання космі-

чного простору є збільшення кількості космічного сміття на орбіті.

Кожного року кількість об’єктів космічного сміття дедалі зростає.

Для вирішення цієї проблема розробляються різні методи та технічні

засоби. На даний час одними з найбільш перевірених та протестова-

них є аеродинамічні системи відведення [1], що реалізують пасивний

метод. Основною задачею таких систем є зведення космічного

об’єкту з орбіти по завершенні місії. Продовжуються наукові дослі-

дження та розробки нових аеродинамічних систем [2-7]. Однак, важ-

ливо також розуміти, на якій висоті орбіти їх застосування буде мак-

симально доцільним та ефективним.

У даній статті розглядається оцінка доцільності використання ае-

родинамічної системи відведення в залежності від висоти орбіти.

ПОСТАНОВКА ЗАДАЧІ

Ефективність аеродинамічних систем відведення значною мірою

залежить від висоти орбіти, на якій знаходиться космічний апарат.

Метою даної роботи є оцінка доцільності використання аеродинаміч-

ної системи відведення в залежності від висоти орбіти. Визначення,

орбіт на яких аеродинамічні системи будуть максимально ефектив-

ними.

ОЦІНКА ЕФЕКТИВНОСТІ АЕРОДИНАМІЧНИХ СИСТЕМ ВІДВЕДЕННЯ

Для оцінки ефективності необхідно обрати критерій оптимально-

сті. Можливими критеріями є:

– Мінімальний час зведення з орбіти: необхідний період часу, за

який об’єкт буде відведено з орбіти.

– Мінімальна відносна маса системи відведення: відношення

маси системи, що необхідна для відведення з орбіти, до загальної

маси об’єкта відведення.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

В нашому випадку для оцінки ефективності було обрано критерій

мінімальної маси. Коефіцієнт ефективності системи  можна обчи-

слити за наступною формулою:





(1)

де  – маса аеродинамічної системи відведення;  – маса об’єкта

відведення.

З огляду на те, що маса системи відведення не повинна становити

значну частину маси конструкції, мінімально допустимий коефіцієнт

ефективності був обраний на рівні 90%.

Відповідно до [8] в першому наближені масу аеродинамічної си-

стеми відведення будемо рахувати як масу надувного шароподібного

елементу. Будемо обчислювати її за наступною формулою:



󰇭

󰇮󰇭

󰇮

(2)

де  – густина матеріалу оболонки;  – площа Міделя;  – товщина

оболонки.

Необхідну площу перетину  можна обчислити за наступними

формулами [9]:



󰇛󰇜



󰇛󰇜󰇛󰇜

󰇛󰇜󰇛󰇜󰇫













󰇬





(3)

де  – велика піввісь орбіти;  – гравітаційна стала;  – ексцентриси-

тет орбіти;  – висота однорідної атмосфери для перигею орбіти;

󰇛󰇜 – функція Бесселя; 󰇛󰇜 – функція Бесселя;  – час відведення;

 – густина атмосфери для перигею орбіти;  – коефіцієнт аероди-

намічного спротиву.

Для визначення густини атмосфери існують різні моделі атмос-

фери такі як: JB2008, NRLMSISE-00, COESA76. Кожна з цих моделей

має свої переваги та недоліки. Так JB2008 та NRLMSISE-00 є більш

точними моделями, що враховують великий спектр фізичних проце-

сів, так як геомагнітна активність та сонячна активність, однак мо-

жуть бути складнішими у використанні та потребувати значних

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

обчислювальних ресурсів. COESA76 є простішою у використанні,

але дещо менш точною на великих висотах. Зважаючи на те, що роз-

рахунок проводиться в першому наближені, у якості моделі атмос-

фери було обрано саме COESA76.

Для розрахунку було обрано наступні початкові параметри: маса

космічного об’єкту – 500 кілограм, час відведення – 25 років, висота

орбіти – від 300 до 900 кілометрів з кроком 100 кілометрів. Результати

розрахунку необхідної площі перетину для відведення КО з орбіти за

заданий час наведено на рисунку 1.

Рисунок 1 – Необхідна площа перетину в залежності від висоти орбіти

Відповідно до цих результатів було розраховано масу системи від-

ведення та її ефективність. Для розрахунків, матеріал із якого вигото-

влено надувну систему відведення було обрано як майлар товщиною

0,5 мм. Результати розрахунків наведено в таблиці 1.

Таблиця 1 – маса та ефективність аеродинамічної системи відведення

Висота орбіти, км

Маса системи відве-

дення, кг

Ефективність системи

відведення, %

300

0,23

99,95

400

1,53

99,69

500

8,26

98,37

600

37.96

92,94

700

140,85

78,02

800

381,46

56,72

900

754,17

39,86

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Відповідно до отриманих результатів видно, що ефективність ае-

родинамічної системи відведення для орбіт 500 км і вище починає

стрімко спадати. А для висоти орбіти вище 800 км вже становить

майже 50%, що означає, що маса системи відведення майже дорівнює

масі об’єкту відведення. Для більш точного визначення було прове-

дено розрахунок для висоти орбіти від 300 до 900 кілометрів з кроком

в 1 кілометр. Результати наведено на рисунку 2.

Рисунок 2 – відносна масова ефективність в залежності від висоти орбіти

Відповідно до отриманих результатів, можна встановити, що рі-

вень ефективності аеродинамічної системи відведення починає ста-

новити менше 90% після висоти орбіти в 630 кілометрів.

ВИСНОВКИ

Було проведено розрахунок необхідної маси аеродинамічної сис-

теми відведення в першому наближенні. Встановлено, що оптима-

льна висота орбіти для використання аеродинамічних систем стано-

вить менше 500 кілометрів. Було визначено, що при подальшому збі-

льшенні висоти орбіти ефективність аеродинамічних систем починає

стрімко знижуватись. Вона сягає мінімально допустимого значення,

що було обрано на рівні 90%, на висоті орбіти в 630 кілометрів. З

огляду на те, що розрахунок проводився в першому наближенні та не

враховував інші елементи системи відведення, такі як система збері-

гання, система наддуву тощо, можна стверджувати, що висота орбіти,

на якій можна ефективно використовувати аеродинамічні системи

відведення, становить до 600 кілометрів.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ПОСИЛАННЯ

1. Абатуров, А. О., Дронь, М. М., Кулик, О. В., & Пророка, В. А.

(2023). Огляд методів та технічних засобів відведення об’єктів космі-

чного сміття з низьких навколоземних орбіт. Системне проектування

та аналіз характеристик аерокосмічної техніки, 31, 3-13.

https://doi.org/10.15421/472209

2. Zhang, R., Yang, K., Zhang, J., & Bi, S. Overview and key technol-

ogy of the membrane drag sail for low Earth orbit satellite deorbit. Space:

Science & Technology. https://doi.org/10.34133/space.0115

3. Funabiki, N., Ikari, S., Ishikawa, A., Funase, R., & Nakasuka, S.

(2019). Accurate Aerodynamic Model of Membranes in Free-Molecular

Flow for Deorbit Device Design. Transactions of the Japan society for

aeronautical and space sciences, aerospace technology Japan, 17(2), 189-

196. https://doi.org/10.2322/tastj.17.189

4. Shcheglov, G. A., Baranov, A. A., Grishko, D. A., Ivanov, S. G., &

Stognii, M. V. (2023). Application of additional inflatable aerodynamic de-

vice to ensure the required degradation of the disposal orbit of large-size

space debris. Advances in Space Research, 72(6), 1994-2006. doi :

10.1016/j.asr.2023.05.050

5. Jiang, Y., Zhang, J., Tian, P., Liang, T., Li, Z., & Wen, D. (2023).

Aerodynamic drag analysis and reduction strategy for satellites in Very

Low Earth Orbit. Aerospace Science and Technology, 132

https://doi.org/10.1016/j.ast.2022.108077

6. Xu, Y., Yang, Y., Huang, H., Jia, H., & Fang, G. (2024). Numerical

simulation of rigid-flexible coupled dynamics for an inflatable sphere de-

orbiting device. Advances in Space Research.

https://doi.org/10.1016/j.asr.2024.03.049

7. Niccolai, L., & Mengali, G. (2024). Performance Estimate of a Spin-

Stabilized Drag Sail for Spacecraft Deorbiting. Applied Sciences, 14(2),

612. https://doi.org/10.3390/app14020612

8. Палій, О. С. (2015). Разработка методики проектирования аэро-

динамических систем увода космических аппаратов с околоземных

орбит. Восточно-Европейский журнал передовых технологий, 1(9),

11-15. http://nbuv.gov.ua/UJRN/Vejpte_2015_1%289%29__3

9. Klinkrad, H. (2006). Space debris: Models and risk analysis. Praxis

Publishing Ltd, Springer-Verlag Berlin.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

СИНТЕЗ КОНСТРУКТОРСЬКО-ТЕХНОЛОГІЧНИХ РІШЕНЬ ПРИ

ПРОЄКТУВАННІ СИСТЕМ ЗАПУСКУ БПЛА

Артем Швець

ORCID: https://orcid.org/0009-0006-7637-9143

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Ігор Білоцерковський

ORCID: https://orcid.org/0009-0009-5102-7864

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

Олексій Кулик

ORCID: https://orcid.org/0000-0002-2913-4462

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпр

Олександр Добродомов

ORCID: https://orcid.org/0009-0005-9926-6638

Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара, Дніпро

ВСТУП

Сучасний розвиток безпілотних літальних апаратів (БПЛА) від-

значається значним прогресом у технологіях, що відкриває нові мож-

ливості для їх використання як у військових, так і в цивільних цілях.

Використання передових систем штучного інтелекту, вдосконалених

навігаційних технологій та інновацій у сфері енергетичної ефектив-

ності дозволяє підвищити автономність і продуктивність БПЛА. У

військовій сфері ці апарати виконують розвідувальні та ударні функ-

ції, а також забезпечують логістичну підтримку. У цивільному секторі

вони знаходять застосування в сільському господарстві, інфраструк-

турному моніторингу, доставці товарів та рятувальних операціях. [1]

Однією з ключових проблем, що виникають при проектуванні

БПЛА, є забезпечення ефективного початкового розгону для зльоту.

Ця проблема особливо актуальна для дронів з фіксованими крилами,

які потребують значної швидкості для підйому в повітря. Відсутність

достатнього простору для розгону на обмежених або складних місце-

востях, а також необхідність спеціалізованого обладнання, такого як

катапульти або запуск з рук, створюють технічні та логістичні ви-

клики. Ефективне вирішення цієї проблеми є критично важливим для

розширення можливостей використання БПЛА в різних умовах та для

забезпечення їхньої автономності і надійності [2]

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

ПОСТАНОВКА ЗАДАЧІ

У БПЛА використовуються різні типи двигунів залежно від їх-

нього розміру, ваги, призначення та необхідних характеристик по-

льоту. Одним із основних типів є електродвигуни. Безщіткові елект-

родвигуни широко застосовуються в малих і середніх дронах завдяки

їх високій ефективності, надійності та тривалому терміну служби.

Вони забезпечують високу швидкість обертання і хорошу керова-

ність, що важливо для стабільного польоту. Щіткові електродвигуни

зустрічаються рідше через меншу ефективність і знос щіток, але мо-

жуть бути використані в деяких недорогих або аматорських моделях

БПЛА. [3]

Рисунок 1 – Лелека-100 - український безпілотний літальний апарат,

призначений для ведення розвідки [4]

Іншим типом двигунів є двигуни внутрішнього згоряння. Порш-

неві двигуни використовуються в більших і важчих БПЛА, які пот-

ребують тривалих польотів і значної вантажопідйомності. Вони за-

безпечують велику потужність і довший час роботи в порівнянні з

електродвигунами, проте є більш складними в обслуговуванні і екс-

плуатації. Турбогвинтові двигуни застосовуються в важких і високо-

швидкісних безпілотниках. Ці двигуни забезпечують високу потуж-

ність і ефективність на великих висотах і швидкостях, але мають

складнішу конструкцію і вищі витрати на експлуатацію. [5]

Рисунок 2 – Байрактар ТБ2 — турецький ударний оперативно-тактичний

середньовисотний безпілотний літальний апарат [6]

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

У деяких випадках використовуються реактивні двигуни. Турбо-

реактивні двигуни застосовуються в швидкісних та висотних БПЛА,

які виконують завдання, що потребують швидкого переміщення на

великі відстані. Ці двигуни забезпечують велику швидкість, але спо-

живають багато палива і вимагають складного технічного обслугову-

вання. Турбовентиляторні двигуни використовуються в деяких важ-

ких БПЛА, що потребують ефективного поєднання швидкості та ви-

трат палива. Вони є ефективнішими на великих швидкостях і висотах,

ніж турбореактивні двигуни. [7]

Рисунок 3 – Ту-141 «Стриж» — багаторазовий оперативно-тактичний

розвідувальний безпілотний літальний апарат [8]

Початковий розгін для БПЛА необхідний через кілька ключових

причин, які стосуються аеродинаміки, конструкції та ефективності

зльоту. По-перше, для того щоб БПЛА міг піднятися в повітря, йому

потрібно досягти певної швидкості, при якій підйомна сила, створю-

вана крилами або іншими аеродинамічними поверхнями, перевищить

його вагу. Без достатньої швидкості підйомна сила буде недостатньою

для відриву від землі. По-друге, початковий розгін забезпечує стабі-

льність і керованість БПЛА під час зльоту. На низьких швидкостях

апарат може бути нестабільним і важким для контролю, що може при-

звести до аварій або небезпечних ситуацій. Досягнення необхідної

швидкості до зльоту дозволяє зменшити навантаження на двигун,

оскільки він не повинен працювати на максимальній потужності з са-

мого початку польоту. Це може продовжити термін служби двигуна і

покращити загальну ефективність апарата.

Також початковий розгін допомагає оптимізувати витрати палива

або енергії, оскільки двигун працює в більш ефективному режимі при

досягненні потрібної швидкості, а не при максимальному наванта-

женні з самого початку. Початковий розгін дозволяє БПЛА швидше

досягти безпечної висоти і уникнути можливих перешкод на землі,

таких як дерева, будівлі або інші об'єкти.

Потреба у початковому розгоні особливо актуальна для БПЛА з

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

фіксованими крилами, які не можуть створювати підйомну силу на

низьких швидкостях, як це роблять вертольоти або дрони з вертика-

льним зльотом і посадкою. Для таких апаратів важливо мати достат-

ній простір для розгону або використовувати спеціальні механізми,

такі як катапульти або пускові платформи, щоб забезпечити необхідну

швидкість для безпечного зльоту.

РОЗВ’ЯЗАННЯ ЗАДАЧІ

Розгін безпілотних літальних апаратів здійснюється за допомо-

гою різних технічних рішень, які враховують конструктивні особли-

вості апаратів і умови їх експлуатації. Одним із основних методів є

використання катапульт, які забезпечують швидкий розгін на корот-

ких дистанціях і можуть бути механічними, гідравлічними або пнев-

матичними. Це особливо корисно в умовах обмеженого простору. Злі-

тні платформи також широко застосовуються, забезпечуючи необ-

хідну довжину розгону для БПЛА, особливо на кораблях або в польо-

вих умовах.

Для невеликих і легких БПЛА можливий ручний запуск, коли

оператор кидає апарат у повітря, дозволяючи двигунам швидко розі-

гнати його до потрібної швидкості. Ще один метод - рейкові системи,

які використовують довгі рейки для плавного і контрольованого роз-

гону, можуть бути механічними або магнітними. Вони дозволяють до-

сягти високих швидкостей без різких поштовхів.

БПЛА, обладнані гвинтами або роторами для вертикального

зльоту і посадки, можуть злітати вертикально, що усуває потребу в

довгих розгінних смугах і забезпечує гнучкість у виборі місця старту.

Великі і важкі БПЛА можуть використовувати ракетні прискорювачі

для дуже швидкого і потужного розгону, після чого апарат продовжує

політ за допомогою основних двигунів. Крім того, для невеликих дро-

нів можуть використовуватися еластичні троси або банджі-стартери,

які натягуються і різко відпускаються, надаючи початкову швидкість

апарату.

Кожне з цих технічних рішень має свої переваги і недоліки, і ви-

бір конкретного методу залежить від типу БПЛА, його ваги, констру-

ктивних особливостей, умов експлуатації та вимог до місії.

Ракетний старт для безпілотних літальних апаратів БПЛА є висо-

коефективним та швидким способом надання початкового розгону

апаратам, особливо великим і важким моделям. Цей метод викорис-

товує ракетні прискорювачі для надання потрібної початкової швид-

кості, після чого БПЛА переходить до роботи власного двигуна для

подальшого польоту.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Рисунок 4 – Ту-141 «Стриж» — запуск за допомогою твердопаливного

прискорювача [9]

Ракетний старт має кілька переваг, серед яких висока швидкість

розгону, незалежність від місця злітно-посадкової смуги, підвищена

безпека завдяки підйому під високим кутом, та можливість надати до-

даткову потужність для розгону важких апаратів.

Процес ракетного старту включає підготовку і запуск ракетного

прискорювача, після чого БПЛА переходить на роботу власного дви-

гуна для подальшого польоту. Цей метод застосовується в основному

для важких і великих БПЛА, таких як військові дрони або апарати для

наукових досліджень. Однак він може бути складним у виконанні і

вимагає деякої експертизи в області ракетної технології та безпеки.

При прикріпленні тяги ракетного прискорювача до каркасу БПЛА

доцільно враховувати кілька важливих факторів:

Центр тяжіння: тяга прискорювача повинна бути прикріплена та-

ким чином, щоб не порушувати баланс та стабільність БПЛА. Це ва-

жливо, щоб уникнути виникнення небажаних кутових або лінійних

рухів під час старту.

Міцність каркасу: точки прикріплення тяги повинні бути достат-

ньо міцними, щоб витримати силу тяги, що виникає під час старту.

При виборі точок кріплення важливо враховувати конструктивні осо-

бливості каркасу та матеріали, з яких він виготовлений.

Рівномірний розподіл навантаження: тяга прискорювача повинна

бути рівномірно розподілена по всій конструкції БПЛА, щоб уник-

нути виникнення зайвого навантаження на окремі частини або елеме-

нти каркасу [5].

Зручність обслуговування: точки кріплення мають бути доступ-

ними для монтажу та обслуговування тягового прискорювача. Це до-

поможе забезпечити ефективність та зручність в роботі з БПЛА перед

та після старту.

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Враховуючи ці фактори, оптимальні точки кріплення тяги прис-

корювача можуть знаходитися у місцях, які забезпечують міцне з'єд-

нання з каркасом БПЛА та рівномірний розподіл навантаження на

конструкцію.

Схеми кріплення твердопаливного прискорювача БПЛА можуть

бути різноманітними і залежать від конкретної конструкції апарата та

його вимог до старту. Прискорювач може бути закріплений центра-

льно, у центрі мас апарата. Це забезпечує рівномірний розподіл тяги

та навантаження на всі аеродинамічні поверхні апарата. Якщо конст-

рукція БПЛА не дозволяє застосовувати такий метод, використову-

ють косі сопла, щоб вектор тяги був направлений до центру мас. Бу-

вають випадки, коли кріплення прискорювача напряму до БПЛА не-

можливе через особливості конструкції, в таких випадках доцільно

використовувати окремі допоміжні конструкції,на яких закріплений

прискорювач.

Рисунок 5 – Різновиди кріплення твердопаливних прискорювачів

ВИСНОВОК

Отже, використання твердопаливного прискорювача для старту

БПЛА може бути дієвим та доцільним з технічних та експлуатаційних

поглядів. Твердопаливні прискорювачі забезпечують швидкий і поту-

жний розгін, що дозволяє БПЛА швидко підніматися в повітря навіть

при значній масі або умовах, коли потрібно швидко реагувати на си-

туацію. Вони можуть бути ефективними для різних застосувань, та-

ких як військові місії, наукові

Challenges and Issues of Modern Science, 2 (2024)

Abstract