Проаналізовано морфологічні особливості, які обумовлюють клінічний перебіг та прогноз одонтогенних кератокіст (ОКК). Проведено клініко-морфологічне дослідження 40 випадків ОКК. Доведено: кератокісту частіше можна зустріти у чоловіків, ніж у жінок, переважно у віці 12 - 35 років; вона виникає на нижній щелепі у зоні третього моляра. Визначено, що розташування кіст обумовлено віком хворих. Рецидиви виявлено у 6 випадках, проростання ОКК у гайморову порожнину як і множинні ОКК - у 5 випадках. Розкрито морфологічні особливості ОКК: хронічне запалення з проліферацією епітелію, рідко з його дисплазією, а також паракератоз у верхніх відділах епітелію та наявність супутніх дрібних кіст у стінці основної кісти.

Проведено клинико-морфологическое исследование 41 случая роговой кисты. Выявлены морфологические особенности, позволяющие повысить качество диагностики данного заболевания. В зависимости от характера морфологических изменений проведено разделение роговых кист на группы. Выявлены особенности морфологии, определяющие клиническое течение и прогноз.

Освещены проблемы дифференциальной диагностики фолликулярных кист и кератокист челюстей, описаны их особенности. Приведены классификация, этиология и гистогенез одонтогенных кист, представлена сравнительная характеристика фолликулярных и одонтогенных кератокист.

Рассмотрены результаты расчетно-экспериментального анализа характеристик девятиступенчатого компрессора, несколько ступеней которого были спроектированы по методу заданного закона средней линии межлопаточного канала. По результатам расчетного анализа экспериментальных данных получены интегральные характеристики пограничного слоя, а также зависимости, обобщающие имеющиеся значения по углу отставания и углу атаки.

У 125 больных бронхиальной астмой (БА) оценен контроль течения заболевания (Asthma Control Test) и изучено качество жизни (КЖ) при помощи вопросника MOS 36-Item Short-Form Health Survey. Применение лечебных физических факторов в виде неинвазивной магнитолазерной терапии (НМЛТ), гипоксически-гиперкапнического стимула (ГГС) и их комбинации приводило к улучшению отдаленных (через 6 мес) результатов лечения больных БА, что выявлялось переходом течения заболевания с неконтролируемого в частично контролируемое, более выраженным при использовании комбинации НМЛТ и ГГС. К концу курортного лечения у всех больных КЖ существенно улучшилось с более выраженной динамикой при использовании ГГС и комбинации НМЛТ и ГГС. В отдаленные сроки КЖ оставалось наиболее высоким у больных после применения комбинации НМЛТ и ГГС.

Рассмотрены некоторые конструктивно-компоновочные схемы устройств кольцевого вдува выхлопного газа турбины в сверхзвуковую часть сопла большой степени расширения с позиций оценки потенциальных возможностей использования их для регулирования вектора тяги и обеспечения надежности работы при многократных запусках.

Создан высоконапорный малорасходный компрессор для энергетического двигателя малой мощности. В десяти осевых и одной центробежной ступени получена высокая степень сжатия и достаточный уровень кпд для компрессоров такого класса. Предложены пути дальнейшего повышения эффективности осецентробежного компрессора.

Індекс рубрикатора НБУВ: Р412.202-5

Рубрики:

Бронхіальна астма

Шифр НБУВ: Ж14741 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Представлены результаты разработок и исследований новых газодинамических систем управления вектором тяги маршевых однокамерных жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, полученные в течение последних 5 лет в Институте технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины. Отмечены их преимущества перед известными механическими системами.

Рассмотрено применение метода предельных обобщений (МПО) для решения проблем, возникающих в процессе управления сложными подвижными системами (СПС) при возникновении различных, в том числе заранее не прогнозируемых критических или нештатных ситуаций. МПО, модель многоуровневых набросков образов, модель базы знаний, эмпирический оператор эволюции, информационное множество, множество обобщения создают необходимую методологическую основу для управления СПС в критических и нештатных ситуациях.

С учетом продиктованной временем актуальности научно-технического сотрудничества между странами в рамках приграничного сотрудничества России и Украины предложен проект создания научно-технологического парка. Представлены приоритетные сферы совместной работы российских и украинских специалистов в подобных структурах. Реализация приграничного сотрудничества в форме создания научно-технологического парка позволит реализовать конкурентные преимущества России и Украины, будет содействовать научно-техническому прогрессу, развитию мирового сообщества.

Індекс рубрикатора НБУВ: З312

Рубрики:

Теплопередача (теплообмін)

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Изложены основы методики истечения двухфазного теплоносителя из дренированных каналов теплообменников, конструкция которых нагревается до температур, превышающих температуру кипения теплоносителя. Методика учитывает агрегатное состояние теплоносителя и конфигурацию отверстия дренажа для случая возникновения аварийных дренажных отверстий. Расчет параметров, характеризующих форму отверстия дренажа, производится по полученным аналитическим формулам, с высокой степенью точности аппроксимирующим табличные данные. Методика использовалась при численном исследовании термогидродинамических параметров охладителя при опорожнении теплонапряженных охлаждающих каналов конкретного жидкостного ракетного двигателя. Полученные результаты показали, что методика качественно правильно отражает физические процессы в отсеченной дренированной полости тракта окислителя после остановки двигателя. Полученные временные характеристики близки к измеренным в процессе летных испытаний моделируемого объекта. Метод разбиения расчетной области и основные расчетные элементы, с помощью которых дискретизируется моделируемый объект, позволяют моделировать любой теплообменник. Методика может быть использована для расчетов истечения двухфазной жидкости в теплообменниках большого сегмента энергоустановок разной степени сложности.

Проведена оценка влияния жесткости конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя с соплом большой степени расширения на характеристики управления вектором тяги. Разработана упрощенная математическая модель. В рамках разработанной модели оценено влияние амплитудно-частотных характеристик качающейся камеры двигателя при вынужденных гармонических колебаниях. Показано, что рассматриваемая камера сгорания выглядит достаточно жесткой, чтобы не создавать заметных помех управлению вектором тяги при частоте качания 10 Гц и менее, но есть возможность существенного влияния на этот процесс жесткости привода качания и жесткости выходной части раструба неохлаждаемой части сопла двигателя.

Наведено основні результати досліджень, які виконуються відділом термогазодинаміки енергетичних установок Інституту технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України (за останні п'ять років) з рішення деяких проблем, пов'язаних з керуванням газовими потоками в ракетному двигуні. Досліджено стійкість і керованість космічного ступеня ракети (типу "Циклон-4") в умовах її великої масової асиметрії, що змінюється при русі ступеня. Показано, що комбіновані органи керування вектором тяги, що включають механічну й газодинамічну системи, дозволять: збільшити область стійкості космічного ступеня ракети; підвищити характеристики керованості й надійність системи керування ступенем в цілому; вирішити завдання активного пригнічення поперечних коливань конструкції ступеня; суттєво спростити відпрацьовування двигуна (з високим степенем розширення сопла) у наземних умовах. Розроблено біфункціональну систему керування вектором тяги ракетного двигуна, що окремо парирує статичну й динамічну складові збурюючих дій на об'єкт керування (ступінь ракети) й забезпечує стійкість його руху. Механічна частина цієї системи може базуватися на повороті двигуна або окремих його частин, що створюють тягу двигуна; газодинамічна - на збурюванні надзвукового потоку в соплі камери двигуна перешкодами різної природи, що установлені на внутрішній стінці сопла. Обгрунтовано й запатентовано різні схеми газодинамічної складової системи, що забезпечують можливість вибору оптимального варіанта при проектних розробках системи керування вектором тяги ракетного двигуна.

Разработан алгоритм функционирования комбинированной (механической и газодинамической) системы управления вектором тяги ракетно, о двигателя. Проанализированы возможные методы определения существования тренда входного сигнала. Исследована типичная зависимость выходных управляющих воздействий для рулевого РД от входных сигналов на различных временных интервалах его работы. Представленный алгоритм предусматривает обработку входного сигнала СУВТ с выделением детерминированной составляющей (тренда) и высокочастотных осцилляций сигнала, а также учет вида тренда фиксиросанных возмущений угла отклонения вектора тяги РД. Разработанный алгоритм позволяет оптимальным образом разделять функции подсистем (МСУВТ и ГСУВТ) комбинированной системы управления, повысить качество и надежность системы управления полетом ступени.

Совершенствование ракетно-космической техники во многом определяется дальнейшим повышением эффективности ракетных двигательных установок (ДУ). Особенно важно расширение функциональных возможностей ДУ при решении задач управления полетом ступени ракеты. Основным преимуществом управления вектором тяги поворотом двигателя в кардановом шарнире является возможность создания достаточно больших по величине управляющих усилий с минимальными потерями импульса двигателя на управление. Преимуществом газодинамической системы управления являются ее высокие динамические качества. Новая концепция системы управления заключается в сочетании различных систем управления (механической и газодинамической) в рамках одной бифункциональной системы управления вектором тяги (БСУВТ), БСУВТ, являясь составной частью системы управления полетом ступени ракеты, должна обеспечивать управляющие усилия, необходимые для реализации программы полета и парирования возмущений, действующих на ступень, с оптимальным распределением функций составляющих систем: механической и газодинамической. При этом необходимо обеспечить минимальные потери энергии на управление без потери качества управления. Цель работы - обоснование преимуществ возможных схем БСУВТ и методики раздельного анализа сигналов, поступающих в систему управления вектором тяги (СУВТ), составляющей основу структурной схемы БСУВТ. Показано, что для космической ступени ракеты БСУВТ позволяет с минимальными энергозатратами на управление решить комплексную задачу парирования детерминированных возмущений (возникающих, например, при отделении части полезной нагрузки) и стабилизации движения в условиях действия случайных возмущений с широким спектром частот. Предложен новый подход к анализу поступающих в СУВТ сигналов и разработан алгоритм формирования управляющих сигналов. Выделенная из общего сигнала (поступающего в СУВТ) статическая составляющая парируется механической системой управления вектором тяги (МСУВТ), которая в основном решает задачу ведения космической ступени по заданной траектории. Динамическая составляющая сигнала, отражающая случайные (как правило, высокочастотные) возмущения, парируется газодинамической системой управления вектором тяги (ГСУВТ) и решает, в основном, задачи стабилизации ступени. Методика верифицирована на примере телеметрической информации по углу отклонения в плоскости тангажа первой камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя 11Д520.

Високе енергонапруження рідинного ракетного двигуна (РРД) та його агрегатів істотно позначається на динаміці перехідних процесів, що протікають в них та виникають при зміні положення керуючих органів. Для аналізу стійкості процесу керування й оцінки точності керування РРД необхідно знати динамічні частотні характеристики виконавчих органів системи керування (СК). Визначення якості перехідних процесів, рішення задачі вибору оптимального варіанту СК і аналіз її особливостей вимагають дослідження динамічних характеристик при різних значеннях динамічних параметрів (передавальних коефіцієнтів регуляторів, постійних часу і коефіцієнтів підсилення передавальних функцій окремих агрегатів РРД). Для космічних ступенів ракет (КСР), з урахуванням специфіки їх функціонування, розглянуто задачу керування вектором тяги маршового РРД з використанням комбінованої системи керування вектором тяги (КСКВТ). КСКВТ для КСР складається з великогабаритної інтерцепторної газодинамічної системи керування вектором тяги (ГСКВТ) і системи керуючих реактивних сопел. Така комбінація виконавчих органів СК здатна ефективно виконувати програму польоту і парирувати нештатні збурення, що виникають при польоті КСР. Мета роботи - розробка структурної схеми та розрахунок комплексної передавальної функції інтерцепторної ГСКВТ у складі КСКВТ, побудова частотних характеристик за попередніми оцінними значеннями динамічних параметрів для подальшого аналізу стійкості і якості КСУВТ. Розроблено функціональну схему комбінованої системи керування маршового двигуна, що складається з інтерцепторного вузла вприскування (ІВВ) компонента палива як виконавчого органу ГСКВТ по каналу наведення та системи керуючих сопел як виконавчого органу каналу стабілізації КСР. Розроблено структурну схему ГСКВТ з ІВВ. За первинними оцінними значеннями динамічних параметрів розраховано перехідну функцію та амплітудно-фазові частотні характеристики комплексної передавальної функції ГСКВТ. Аналіз результатів числових досліджень дозволив виділити режим функціонування, що відповідає якісному процесу керування. Подальші дослідження спрямовані на аналіз якості (стійкості) ГСКВТ і пошук оптимальних комбінацій значень динамічних параметрів з метою підвищення ефективності КСКВТ для маршових двигунів КСР.

Актуальность темы состоит в необходимости разработки системы комбинированного управления вектора тяги ракетного двигателя с использованием твердых препятствий (интерцепторов) при одновременной инжекции через них отработанного генераторного газа или жидких компонентов ракетных топлив. Цель работы - моделирование и численное исследование интерцепторного регулирования направления вектора тяги, выделение наиболее эффективного способа регулирования. Разработана модель газодинамического способа управления направлением вектора тяги, основанного на выдвижении в сверхзвуковой поток продуктов сгорания ракетного топлива твердого препятствия (интерцептора). Интерцептор выдвигается в сопло двигательной установки, в средней его части ближе к критическому сечению. Проведено численное моделирование и визуализация течения в сопле двигателя при выдвижении цельного интерцептора и интерцептора с отверстием, через который в пограничный слой вдувается газ навстречу потоку продуктов сгорания. Путем сравнения создаваемых элементарных боковых усилий показана возможность повышения эффективности управления направлением вектора тяги с помощью выдвижения интерцептора с одновременным вдувом газа.