Наведено результати досліджень господарсько-біологічних властивостей нових сортів малини та їх придатності для вирощування за умов правобережної підзони Західного Лісостепу України. Комплексно оцінено їх адаптивність до стрес-факторів довкілля. Установлено вплив екологічних умов даної зони та метеорологічних елементів певного року на реалізацію особливостей росту, розвитку рослин, їх врожайність і здатність до розмноження. Виділено сорти селекції, що характеризуються суттєво вищими показниками ремонтантності та щорічною високою врожайністю. За індексом штамбовості серед звичайних сортів виділено штамбові "Благородна" та "Козачка". Наведено характеристику досліджених сортів за смаковими та товарними якостями ягід. На підставі результатів досліджень виділено кращі сорти "Благородна", "Козачка", "Космічна", "Сяйво", "Осіння", внесені до "Реєстру сортів рослин, придатних для поширення в Україні".

  Скачати повний текст

Розкрито суть поняття "криміналістична балістика" та її місце у системі "Криміналістичного зброєзнавства". Досліджено сучасні види вогнепальної зброї. Запропоновано її класифікацію. Розкрито особливості проведення огляду місця події, де застосовувалась вогнепальна зброя. Обгрунтовано необхідність проведення експертних досліджень вогнепальної зброї безпосередньо під час здійснення огляду місця події для визначення обставин скоєння злочину. Проаналізовано й описано новітні методики дослідження даної зброї, боєприпасів до неї та слідів її застосування. Обгрунтовано необхідність проведення "ревізії" існуючих експертних методик з метою визначення їх ефективності та достатньої розробленості. Розглянуто сучасні можливості та проблемні питання проведення комплексних експертиз дослідження вогнепальної зброї. Наведено одержані теоретичні та практичні результати, надано пропозиції щодо використання криміналістичних досліджень вогнепальної зброї у більш широкому діапазоні за умов розслідування та судового розгляду кримінальних справ.

  Скачати повний текст

Проаналізовано сучасні методичні підходи до розгляду планетарного виховання студентської молоді (цивілізаційний, аксіологічний, культурологічний і синергетичний). Висвітлено його теоретичні засади: філософські (російський космізм, концепція сталого розвитку, вчення В. Вернадського про ноосферу, концепції діалогу культур і культури миру), психологічні (інтерсуб'єктний підхід до педагогічної діяльності, концепції ментальності та менталітету, особливості студентського віку, теорія культурної ідентифікації), педагогічні (педагогіка ненасильства та толерантності, ноосферна, космічна педагогіка, освіта для сталого розвитку, концепція школи діалогу культур, теорія полікультурної освіти, педагогіка культури миру). Проаналізовано об'єктивні й історико-культурні передумови, визначно сутність, функції, принципи, засоби та методи планетарного виховання. Основним середовищем планетарного виховання студентської молоді визначено університет як простір полікультурного діалогу, академічної свободи й універсального знання. Обгрунтовано необхідність планетарного виховання на сучасній стадії розвитку цивілізації, показано доцільність естетизації навчально-виховного процесу у ВНЗ як важливої педагогічної умови його впровадження. Розкрито роль університету як культурного центру накопичення та трансляції загальнолюдських і національних цінностей.

  Скачати повний текст

Об'єктом дослідження є процеси деформування та руйнування оболонкових конструкцій з технологічними особливостями геометричної форми. Предмет дослідження - напружено-деформований стан оболонкових конструкцій складної геометрії при комбінованому зовнішньому навантаженні в умовах, наближених до експлуатаційних. Мета роботи - розробка методів до аналізу напружено-деформованого стану оболонкових конструкцій складної конфігурації при статичному комбінованому навантаженні і експериментальне дослідження здатності виробів до сприйняття заданих зовнішніх силових навантажень. Методи дослідження: Метод скінченних елементів, експериментальний метод дослідження натурних конструкцій-свідків. Візуалізація процесу деформування та порівняння розрахунків з результатами проведених статичних випробувань показали якісну і кількісну відповідність, що підтверджує достовірність запропонованої математичної моделі дослідження та результатів чисельного аналізу. Отримані результати: Створено підхід визначення напружено-деформованого стану оболонкових конструкцій складної конфігурації на основі теорії Тимошенко-Міндліна. Запропонована математична модель деформації міжступеневого відсіку і паливних баків, що враховує зміну механічних характеристик матеріалу в результаті переходу в пластичний стан під дією силових навантажень. Вдосконалена методика експериментального визначення руйнівних деформацій конструкцій ракетно-космічної техніки на фрагментах-свідках, що дозволяє прогнозувати напружено-деформований стан оболонкових конструкцій з композиційних матеріалів розрахунковими методами без проведення дорогого і тривалого натурного експериментального відпрацювання. Проведено спрямовані випробування реальних конструкцій ракетної техніки при заданих видах комбінованого зовнішнього навантаження. Виявлено нові механічні ефекти, зумовлені особливостями геометричної форми конструкції, властивостями матеріалу і характеру навантаження. Наукова новизна полягає в тому, що на основі аналізу візуалізації полів деформацій і напружень по поверхні оболонок складної геометричної форми і цільового експериментального дослідження виявлені зони найбільш вірогідного руйнування конструкції. Описані підходи дозволяють з високою мірою вірогідності прогнозувати статичні руйнівні навантаження оболонок обертання складної конфігурації в умовах, наближених до експлуатаційних. Результати дослідження впроваджені в практику ДП "КБ "Південне" ім. М.К. Янгеля. Область застосування - ракетно-космічна техніка.^UThe object of research is the processes of deformation and destruction of shell structures with technological features of a geometric shape. The subject of the study is the stress-strain state of shell structures of complex geometry with combined external loading in conditions close to operational ones. The purpose of the work is the development of methods for analyzing the stress-strain state of shell structures of complex configuration with static combined loading and an experimental study of the ability of products to perceive the given external force effects. Research methods: the finite element method, an experimental method for the study of full-scale structures-witnesses. The visualization of the deformation process and the comparison of calculations with the results of static tests showed a qualitative and quantitative convergence, confirming the accuracy of the proposed mathematical model of the study and the results of numerical analysis. Results obtained: an approach has been created to determine the stress-strain state of shell structures of complex configuration based on the Tymoshenko-Mindlin theory. A mathematical model for the deformation of the inter-step compartment and the fuel tanks is proposed, which takes into account the change in the mechanical characteristics of the material as a result of the transition to the plastic state under the action of load factors. The technique of experimental determination of destructive deformations of rocket-space equipment structures using witness fragments has been improved, which allows predicting the stress-strain state of shell structures made of composite materials using computational methods without carrying out expensive and long-term experimental testing. Directed tests of real structures of rocket technology were carried out for specified types of combined external loading. New mechanical effects due to the peculiarities of the geometrical shape of the structure, material properties and the nature of the load have been discovered. The scientific novelty lies in the fact that, based on the analysis of the visualization of the deformation and stresses fields along the surface of the shells of complex shape and a targeted experimental study, the zones of the most likely destruction of structures are identified. The described approaches allow to predict with a high degree of probability a static destructive loads of shells of rotation of complex configuration under conditions close to operational ones. Research results drawn on in practice of the Yuzhnoye State Design Office. The field of application is rocket and space technology.

Об'єкт - комбіновані ракетні двигуни з інтегрованою в камеру згоряння системою gостачання палива. Мета - розробка наукових основ проектування комбінованих ракетних двигунів з інтегрованою системою постачання палива в камеру згоряння з пористими елементами, дослідження основних закономірностей внутрішньокамерних процесів що протікають, визначення механізмів впливу на них, зокрема плавним, глибоким дроселюванням, пошуку шляхів підвищення їх тяги, дальності використання апаратів, зменшення вартості використання апарату, за допомогою методів математичного й фізичного моделювання, засновані на фундаментальних законах гідромеханіки, теорії подібності та планування фізичного експерименту, з використанням загальноприйнятих методів обробки результатів вимірів, порівняльного аналізу результатів математичного моделювання з результатами натурних експериментів і досліджень комбінованих ракетних двигунів і агрегатів систем постачання компонентів палива. Наукова новизна, та найсуттєвіші результати. Вперше сформульована та вирішена проблема по створенню наукових основ проектування комбінованого ракетного двигуна з інтегрованою в камеру згоряння системою постачання компонентів палива на основі пористих кілець, з можливістю плавного глибокого дроселювання по тязі, як єдиної функціональної структури. Розроблені схеми і метод дроселювання ракетної ступені комбінованого ракетного двигуна, які дозволють здійснювати глибоке, плавне дроселювання по тязі. Встановлено вплив пористості пористих кілець у складі насосу, на глибину дроселювання камери згоряння двигуна, та величину зони зриву постачання. Доведено доцільність використання параметру стійкості для оцінки стійкого постачання компонентів палива в камеру з протитиском системою постачання, яка інтегрована в камеру згоряння комбінованого ракетного двигуна, сформульований його фізичний зміст. Визначено межі повного випаровування води у високошвидкісних. високотемпературних потоках, а також встановлена залежність, що дозволяє визначити її раціональну витрату, в комбінованих ракетних двигунів для апаратів водного використання. Експериментально визначені мінімальні значення абсолютної швидкості і перепаду статичного тиску газового потоку для умов повного випаровування рідини в ньому. Вперше отримані характеристики гідрореагуючих рідинних і твердих палив в залежності від коефіцієнта співвідношення компонентів палива, які створюють науково-технічну основу проектування комбінованих ракетних двигунів з інтегрованою в камеру згоряння системою постачання компонентів палива. Експериментально встановлено зв'язок вібрацій корпусу турбонасосного агрегату і пульсацій тиску на виході з робочих коліс системи постачання компонентів палива з лопатковою частотою та її гармоніками. Доведено, що використання в робочих колесах насосів на виході пористих кілець, призводить до зниження вібрацій корпусу і пульсацій тиску. Використання пористих елементів у радіальних динамічних ущільненнях турбонасосних агрегатів постачання компонентів палива дозволяє повністю усунути витікання рідини на розрахунковому режимі. Використання пористих елементів на периферії насосів систем постачання компонентів палива дозволило підвищити ККД і напір насосів. Отримані залежності маси основних елементів комбінованих ракетних двигунів з інтегрованою в камеру згоряння системою постачання компонентів палива від схеми двигуна активного ступеня, тиску в камері згоряння і його тяги, що дозволяє на етапі ескізного проектування уточнити і прискорити процес узгодження параметрів літального апарату і двигуна. Матеріали дисертації використані на підприємствах: АТ "МОТОР СІЧ" - результаті досліджень пористих ти щіткових ущільнень. ТОВ "ОН-СТЕЙТ” - конструкція випаровувача рідини, та учбовому процесі Дніпровського національного університету, імені Олеся Гончара. Галузі використання - авіаційна та ракетно-космічна техніка,теплоенергетика.^UThe object - Combined rocket engines with integrated in the combustion chamber fuel supply system. The purpose is to develop the scientific bases for the design of combined rocket engines with an integrated in the combustion chamber a fuel supply system with porous elements, to study the basic laws of the intracellular processes occurring, to determine the mechanisms of influence on them, including smooth, deep throttling, finding ways to increase their thrust, reducing the cost of using the apparatus, using mathematical and physical modeling methods, based on the fundamental laws of hydromechanics and the theory of similarity and physical planning of the experiment, using conventional methods of processing the results of measurements, comparative analysis of results of mathematical modeling results of field experiments and research combined rocket engines and components supply units of fuel. Scientific novelty, and the most significant results. For the first time, the problem of creating the scientific basis for the design of a combined rocket engine with integrated into the combustion chamber of a system of supply of fuel components based on porous rings, with the possibility of smooth deep throttling along the thrust, as a single functional structure, was formulated and solved. Schemes and method of throttling of a rocket stage of the combined rocket engine which will allow to carry out deep, smooth throttling on draft are developed. The effect of porosity of the porous rings in the composition of the pump, the depth of throttling of he combustion chamber of the engine, and the magnitude of the supply breakdown zone were etermined. The expediency of using the stability parameter for the estimation of the steady supply of fuel components in the chamber with the backpressure of the supply system, which is integrated into the combustion chamber of the combined rocket engines, formulated its physical content. The limits of complete evaporation of water in high-speed, high-temperature streams are determined, as well as the dependence that allows to determine its rational consumption in combined rocket motors for water use apparatus. The minimum values of absolute velocity and static gas pressure drop for the conditions of complete evaporation of the liquid in it have been experimentally determined. For the first time, the characteristics of hydro-responsive liquid and solid fuels were obtained, depending on the ratio of the fuel components ratio, which create the scientific and technical basis for the design of combined rocket engines with a fuel system integrated into the combustion chamber. The vibrations of the turbine pump body vibration and pressure pulsations at the outlet of the impellers of the fuel components delivery system with the blade frequency and its harmonics were experimentally established. It is proved that the use of pumps at the outlet of the porous rings in the impellers of the pump leads to a decrease in the vibrations of the housing and pressure pulsations. The use of porous elements in the radial dynamic seals of the turbo pump units for the supply of fuel components makes it possible to completely eliminate the leakage of the fluid in the calculation mode. The use of porous elements on the periphery of the pump components of the fuel components supply systems has increased the efficiency and pressure of the pumps. The dependences of the mass of the main elements of the combined rocket engines with integrated into the combustion chamber of the system of supply of fuel components from the scheme of the active stage, the pressure in the combustion chamber and its thrust, which allows to clarify and accelerate the process of harmonization of the parameters of the flying. The materials of the dissertation were used at the enterprises: JSC "MOTOR SICH" - the result of studies of porous brush seals, JSC "ON-STATE" - design of a liquid evaporator, and in the educational process of the Oles Honchar Dnipro National University. The areas of use are aviation and space technology and thermal power.

Об'єкт - процеси в паливних баках на старті і в польоті, балонах високого тиску, теплообмінниках, газогенераторах рідких і твердопаливних. Мета - створення методологічних основ (комплексу і послідовності) наукових досліджень задля вирішення науково-технічної проблеми модернізації існуючих систем наддування циліндричних баків сучасних рушійних установках (РУ) на компонентах кисень і РГ-1 і розробки перспективних систем наддування баків РУ нового покоління. СН є одними з найбільш наукоємних частин РН. Сучасні гелеві пневмосистеми є найдорожчими частинами ракет-носіїв (РН) після рідинного двигуна. В СРСР в експлуатації не було жодної РН, яка з самого початку проектувалася саме як РН. Знайдені, теоретично обґрунтовані, досліджені нові високоефективні СН баків рушійних установок нового покоління. Вирішено проблеми визначення рівня киплячого кисню при самонаддуванні, безпечного польотного хімнаддування, наддування парами кисню без домішок, високотемпературним гелієм і відновлювальним генераторним газом. Запропоновані дієві способи модернізації систем наддування баків існуючих рушійних установок, розроблені рекомендації для їх впровадження. Розроблені методичні основи ефективного проектування систем наддування паливних баків поширених багатоблокових рушійних установок і багатоблокових ракет-носіїв для забезпечення їх працездатності при відмові однієї рушійної установки з урахуванням часу імпульсу після дії тяги аварійної рушійної установки. Розширене уявлення о провідної ролі газовводів при використанні високотемпературного робочого тіла наддування. Запропоновано метод визначення коефіцієнта стиснення конструкцією бака неізотермічного струменя. Знайдені, теоретично відображені, досліджені нові ефективні способи введення неізотермічного робочого тіла в вільні об'єми баків тому числі, у вигляді турбулентних вихрових кілець. Вперше визначена швидкість випаровування кисню в циліндричному баку з вафельним підкріпленням в польоті ракети-носія. В умовах польоту отриманий комплекс експериментальних даних, які повністю характеризують параметри нової надхолодной гелиевої системи наддування (температури палива, газу в баку, верхніх днищ). Матеріали дисертації використані на підприємствах: ДП «КБ «Південне» імені академіка М.К. Янгеля» - методики математичного і фізичного моделювання параметрів гелієвих систем наддування, визначені та уточнені основні конструктивні параметри системи наддування бака з рідким киснем першого ступеня після першого запуску РН "Зеніт", впроваджені у виробництво три патенти, та в учбовому процесі Дніпровського національного університету імені Олеся Гончара. Галузі використання – авіаційна та ракетно-космічна техніка.^UObject - processes in fuel tanks at the start and in flight, high-pressure cylinders, heat exchangers, liquid and solid fuel gas generators. The purpose of the work is to create methodological bases (complex and sequence) of scientific researches in order to solve the current scientific and technical problem of modernization of existing pressurization systems (PS) of cylindrical tanks of modern rocket propulsion systems on LOX and RP-1 components and development of perspective PS tanks of new generation propulsion plants. PS is one of the most knowledge-intensive parts of launch vehicle (LV). Modern gel pneumatic systems are the most expensive parts of LV after liquid propellant rocket engine. In the USSR, there was not a single LV that was designed from the very beginning as launch vehicle.New, highly grounded, new high-efficiency PS tanks of propulsion units of the new generation have been found theoretically grounded. The problems of determination of the level of boiling oxygen during self-inflating, safe chemical inflating, PS with oxygen vapors without impurities, high-temperature helium and renewable generator gas were solved. Effective ways to modernize the fuel tanks of the existing propulsion plants are proposed, and recommendations for their implementation are developed. Methodical bases for efficient design of fuel tank fuel tank design of common multi-unit LVs and multi-unit LREs have been developed to ensure their operability in the event of failure of one LRE, taking into account the pulse time after the action of the emergency LRE traction. The idea of the leading role of gas pipelines when using a high-temperature pressurization working fluid has been expanded. A method of determining the compression ratio of a tank design for a non-isothermal jet is proposed. New effective ways of introducing a non-isothermal pressurization working fluid into the free tank volumes have been found, theoretically reflected, and investigated. The introduction of high-temperature gas in the form of turbulent vortex rings was studied.For the first time, the rate of oxygen evaporation in a cylindrical tank with wafer reinforcement in the flight of LV was determined. In flight conditions, a complex of experimental data was obtained that fully characterizes the parameters of the new supercooled helium PS (fuel temperature, gas in the tank, upper bottoms).The materials of the dissertation were used at the enterprises: Yuzhnoye State Design Office - methods of mathematical and physical modeling of helium supercharging systems, identified and clarified the basic design parameters of the supercharging tank with liquid oxygen of the first degree after the first launch vehicle "Zenith", introduced into production three patents, and in the educational process of the Oles Honchar Dnipro National University. The areas of use are aviation and space technology.

Дисертація на здобуття ступеня доктора філософії, за спеціальністю 134 – Авіаційна та ракетно-космічна техніка. – Національний авіаційний університет МОН України; Київ, 2021. Дисертаційну роботу присвячено вирішенню науково-прикладної задачі підвищення ефективності повітряних гвинтів з дворядними лопатями. Дисертаційна робота є складовою частиною досліджень, що проводяться в Національному авіаційному університеті і спрямовані на покращення параметрів та характеристик повітряних гвинтів безпілотної авіаційної техніки в широкому діапазоні експлуатаційних режимів. Роботу виконано відповідно до Концепції Державної цільової науково-технічної програми розвитку авіаційної промисловості на 2021-2030 роки, затвердженої Кабінетом Міністрів України 11.11.2020р та Європейської програми наукових досліджень в галузі авіації до 2024 року «Cllean Sky – 1» та «Cllean Sky – 2» затвердженої в 2008 р. Метою дослідження є підвищення ефективності повітряних гвинтів з дворядними лопатями за рахунок зниження рівня втулкових втрат. Об'єктом дослідження є повітряні гвинти БПЛА з дворядними лопатями.Предметом дослідження є характеристики гвинтів з дворядними лопатями. У роботі використовуються сучасні теоретичні, чисельні та експериментальні методи дослідження. Теоретична частина роботи ґрунтується на застосуванні методів газодинаміки, теорії примежового шару, турбулентних струменів і слідів, теорії повітряних гвинтів. Для дослідження структури та характеристик тривимірних течій застосовуються методи чисельної газодинаміки реалізовані в комерційному програмному продукті ANSYS. За допомогою експериментальних методів досліджень проведена апробація та верифікація отриманих теоретичних залежностей, рішень, та результатів чисельного моделювання.Достовірність отриманих результатів роботи забезпечується коректним застосуванням математичного апарату для вирішення поставлених науковихзадач та підтверджується хорошим узгодженням результатів розрахунковихдосліджень з результатами фізичних експериментів.^UThesis for the degree of Philosophy Doctor in the specialty 134 - Aviation and and Space-rocket technology. - National Aviation University of the Ministry of Education and Science of Ukraine; Kiev, 2021. The thesis is devoted to solving the scientific and applied problem of increasing the efficiency of propellers with tandem blades row. The dissertation work is an integral part of the research carried out at the National Aviation University and is aimed at improving the parameters and characteristics of propellers of unmanned aerial vehicles in a wide range of operating conditions.The work was carried out in accordance with the Concept of the State Target Scientific and Technical Program for the Development of the Aviation Industry for 2021-2030, approved by the Cabinet of Ministers of Ukraine on 11.11.2020, and the European Program for Scientific Research in Aviation until 2024 "Cllean Sky - 1" and "Cllean Sky - 2 "approved in 2008. The aim of the study is to increase the efficiency of propellers with double-row blades by reducing the level of sleeve losses. The object of research is UAV propellers with tandem blades row. The subject of research is the characteristics of propellers with tandem blades row.The work uses modern theoretical, numerous and experimental research methods. The theoretical part of the work is based on the application of the methods of gas dynamics, the theory of the boundary layer, turbulent jets and wakes, the theory of propellers. To study the structure and characteristics of three-dimensional flows, the methods of numerical gas dynamics are applied and implemented in the commercial software product ANSYS. With the help of experimental research methods, the approbation and verification of the obtained theoretical dependencies, solutions and results of numerical modeling were carried out.The reliability of the results obtained is ensured by the correct application of the mathematical apparatus for solving the set scientific tasks and is confirmed by a good agreement of the results of the calculated research based on the results of physical experiments.