Мета роботи - показати, що на основі топологічних моделей трифазного п'ятистрижневого трансформатора можливо коректно відтворювати його роботу в режимах великих індукцій в осерді. В якості практично важливого прикладу, аналізується часовий відгук трансформатора на дію геомагнітно-індукованих струмів (ГІТ). Результати моделювання порівнюються з результатами натурного експерименту. Магнітна модель трансформатора, що враховує геометрію осердя і обмоток, перетворюється в дуальну електричну схему заміщення, перехідний процес в якій розраховується в середовищі EMTP-ATP. Отримані результати демонструють необхідність урахування опорів прямої і нульової послідовності енергосистеми. Розроблено адекватну, просту і надійну модель п'ятистрижневого трансформатора. Встановлено, що присутність бака трансформатора може бути врахована за допомогою лінійних індуктивностей, що представляють шляхи магнітних потоків поза осердям (потоків від ярма до ярма). Точність представленого моделювання процесів в трансформаторі в присутності ГІТ перевищує точність відомих моделей трифазних п'ятистрижневих трансформаторів. Адекватність моделі підтверджується близькістю прогнозованих діючих значень і кривих фазних струмів, а також споживаної реактивної потужності, до відповідних величин, виміряних в експерименті, проведеному на двох 400 MBA трансформаторах, які були під'єднані паралельно до енергосистеми напругою 410 кВ і послідовно відносно джерела постійної напруги. Розроблено спрощену безгістерезисну модель п'ятистрижневого трансформатора, яка відтворює поведінку трансформатора з такою ж високою точністю, що і гістерезисна модель, яка відрізняється тем, що вибір безгістерезисної моделі є науково обгрунтованим. Практичну цінність і значимість обумовлено тим, що запропонована модель трансформатора являє собою простий і надійний інструмент для дослідження електричних u1084 мереж. Стаття застерігає від використання надмірно ускладнених моделей, параметри яких не можуть бути визначені в експерименті або знайдені шляхом розрахунків.

Стаття продовжує дослідження авторів, присвячені перехідним процесам в трифазних п'ятистрижневих трансформаторах. Головна мета роботи - запропонувати методику розрахунку параметрів моделі, що охоплюють роботу трансформатора з насиченим осердям. Ця мета досягається шляхом використанням концепції оберненості моделі. Розрахунок параметрів моделі виконується з використанням магнітної схеми заміщення трансформатора і побудований на юдеї її оберненості. Рішення знаходиться шляхом прирівнювання вхідних магнітних опорів, розрахованих з боку внутрішньої і зовнішньої обмоток, і магнітних опорів цих обмоток у повітрі. Точність моделювання процесів в присутності ГІТ перевищує точність відомих моделей трифазних п'ятистрижневих трансформаторів. Адекватність моделі підтверджується близькістю прогнозованих фазних струмів і споживаної реактивної потужності, до відповідних величин, виміряним в експерименті на двох 400 МВА трансформаторах, які були під'єднані до енергосистеми напругою 410 кВ. Обгрунтованість моделі перевірена при постійних струмах в нейтралі силою 75 - 200 А. Показано застосовність моделі для оцінки кидків струму включення. Оригінальність і новизна методу u1087 полягає в можливості визначати параметри моделі без використання експериментальних даних, що отримані при насиченому осерді. Метод забезпечує оберненість моделі триобмоточного трансформатора, тобто її коректну поведінку при збудженні будь якої з обмоток. Практична цінність і значимість статті обумовлені тим, що запропонована модель трансформатора являє собою простий і надійний інструмент для дослідження електричних систем. В якості практично важливого результату, показано правильне прогнозування моделлю часового відгуку трансформатора, що спостерігався в експерименті.

Один із перспективних напрямків розвитку сучасної авіації пов'язаний із проектуванням та виробництвом безпілотних літальних апаратів (БПЛА) різних функціональних можливостей для застосування у військовій та цивільній сферах. Синтез систем управління БПЛА, незалежно від їх типу та призначення, передбачає створення адекватних математичних моделей, насамперед адекватних аеродинамічних математичних моделей. Представлено результати, які формують та обгрунтовують аеродинамічну математичну модель, а також результати побудови загальної математичної моделі поздовжнього переміщення перспективного БПЛА. За результатами аналізу ризикоутворюючих факторів обгрунтовано індикатори ризиків реалізації проектів створення (модернізації) зразків авіаційної техніки. Запропоновано методичний підхід до критеріальної оцінки індикаторів ризиків на стадіях виконання дослідно-конструкторських робіт з розробки (модернізації) авіаційної техніки.

За результатами аналізу тенденцій з застосування та розвитку ракетного озброєння показано, що в найближчі десятиліття така зброя (ракетні, зенітно-ракетні, протикорабельні комплекси) залишиться однією з основних у частинах та підрозділах збройних сил передових країн світу. Разом з тим, в умовах незалежної України з'являється необхідність у створенні власного виробництва відповідних зразків в режимі "замкненого циклу". Синтез такого озброєння включає проведення комплексних наукових досліджень з питань принципів побудови й функціонування їх основних елементів, а саме: обгрунтування алгоритмів роботи пускового обладнання, систем управління та навігації саме ракет. В роботі показано приклад загального вирішення задачі блочного синтезу систем управління підготовкою і пуском (СУПП) ракетних комплексів. Ця система займає значне місце у складі ПУ та комплексу в цілому і призначена для вирішення задач розгортання артилерійської частини, підготовки до старту, здійснення передстартового юнтролю й пуску, а також для вирішення додаткових передстартових задач. СУПП забезпечує централізоване управління окремими елементами обладнання ПУ та координує їх спільну роботу. Надійність роботи СУПП рішучим чином впливає на загальну надійність ПУ як елемента ракетного комплексу.

При розробці та створенні нових зразків виникає необхідність оцінки їх ефективності та технічної до сконалості вже на етапі попереднього проектування. Для безпілотних авіаційних комплексів (БпАК) одним із напрямків такої оцінки може бути співвідношення обгрунтованих тактико-технічних вимог та очікуваних льотно-технічних властивостей перспективного зразка із характеристиками кращих аналогів. Проте, такі оцінки пов'язані із високим ступенем невизначеності на ранніх стадіях проєктування безпілотних літальних апаратів БпЛА. Виникає питання апріорних оцінок із використанням багатокритеріальних підходів. При цьому, застосування багатокритеріальних методів оцінки складних технічних систем, як БпАК вимагає застосування великих масивів даних із суттєвими витратами часу, тому пошук та застосування комплексних показників оцінки, як пропонується у статті, вважається актуальним. Розглянуто питання комплексної оцінки технічної досконалості безпілотних літальних апаратів, що оснащенні турбореактивною силовою установкою (ТРД). Для цього обгрунтовано склад та зміст відповідного методичного апарату з оцінки економічності та комплексний показник технічної досконалості БпЛА із ТРД. На відміну від існуючих підходів, отриманий комплексний показник keр, дозволяє здійснювати оцінку БпЛА за мінімально необхідною інформацією про його льотно-технічні данні, що дозволяє застосовувати запропонований методичний апарат для оцінки БпАК вже на етапах його проектування. Відповідно до запропонованого методичного апарату проведено фактичну порівняльну оцінку групи БпЛА з ТРД. Побудовано диференційну шкалу оцінки технічної досконалості БпЛА. Такий підхід, на думку авторів, дозволить підвищити достовірність порівняльних оцінок БпЛА з ТРД за мінімально необхідним масивом вихідних даних.

В ході проведення льотних випробувань безпілотних літальних апаратів (БпЛА), оцінка окремих параметрів, таких як: дальність та тривалість польоту (просторово-часові параметри) пов'язана із залученням значного ресурсу (часового, просторового, матеріально-технічного, тощо), що часто викликає проблемні питання щодо їх реалізації. При цьому, у більшості випадків замовником, як правило висуваються принципові та чіткі вимоги щодо забезпеченням необхідних дальності та тривалості польоту. Дані показники загалом характеризують можливості комплексів щодо виконання завдань за призначенням. Проте, в ході проведених випробувань, для ряду комплексів, вони не були повністю оцінені (підтверджені), у тому числі внаслідок несприятливих умов проведення випробувань, а також наявності просторово-часових обмежень, перш за все - недосконалості наявної полігонно-випробувальної бази. Враховуючи зазначене, у статті обгрунтовано, побудовано та проведено аналіз практичної реалізації, на підставі результатів льотного експерименту, методичного підходу до оперативної оцінки окремих льотно-технічних характеристик, в першу чергу, дальності та тривалості польоту під час льотних випробувань БпЛА. При цьому, досягається підвищення достовірності отриманих даних за рахунок застосування запропонованого комплексного показника та економія матеріально часового ресурсу завдяки оптимізації програми відповідних тестових польотів. Раніш запропонований комплексний показник - коефіцієнт технічної досконалості БпЛА, що одночасно враховує досконалість конструкції, аеродинамічної компоновки та економічності силової установки дозволяє здійснити перевірку достовірності отриманих, в ході льотних випробувань, значень параметрів максимальної дальності та тривалості польоту БпЛА. Наведено та порівняно теоретичний та практичний розрахунок (в ході льотного експерименту) коефіцієнту технічної досконалості БпЛА з електричною силовою установкою за експериментально отриманими характеристиками максимальних дальності та тривалості польоту.

За попередніми результатами формування алгоритму блочного синтезу авторами проведено синтез систем типу систем управління підготовкою і пуском ПУ ракетного комплексу, але його результати потребують додаткового вирішення завдання попередньої оцінки надійності зазначеної системи. Суттєвість долі несправностей, що пов'язані з недоліками проєктування, вказує на те, що надійність маэ потенційно закладатися в проєкт будь-якої системи. Це значною мірою стосується системи управління підготовкою і пуском, яка є частковим випадком складної системи. Тобто, синтез такого озброєння включає проведення комплексних наукових досліджень як з питань обгрунтування алгоритмів роботи пускового обладнання, систем управління та навігації саме ракет, так й питань їх надійності. В роботі показано приклад моделі оцінки надійності систем управління підготовкою і пуском ракетних комплексів.

У попередніх публікаціях авторами показано необхідність застосування вертикального газодинамічного способу старту ракет протикорабельного комплексу з форсованим відхиленням ракети на необхідну траєкторію руху, що накладає специфічні обмеження, зумовлені рівнем тягоозброєності ракети, вимогами обстрілу цілей на ближній межі ураження та експлуатації у польових умовах. Застосування вертикального газодинамічного контейнерноо старту ПКР берегових РК викликає необхідність вирішення питань щодо оптимального вибору параметрів підсистеми "контейнер - ракета". У роботі показано, що для вирішення складної нелінійної задачі вибору раціональних параметрів підсистеми "контейнер - ракета" доцільно використовувати розроблений універсальний оптимізатор, ітераційна процедура якого полягає в застосуванні стандартних програм лінійного програмування. Подана методика може бути використана на початкових етапах розробки пускових установок РК вертикального старту з метою вирішення питань вибору оптимальної конструкції підсистеми "контейнер - ракета" та пускових установок в цілому.

У роботі представлено характерні технологічні аспекти побудови систем управління протиповітряних (протикорабельних) ракет з системою управління, що функціонує на базі комплексування координаторів різного типу. Показано, що наявність функціонального зв'язку між координаторами в комплексованій системі наведення надає змогу певним чином розширити діапазон точністних можливостей системи самонаведення. З цієї метою структура пристрою вироблення команд, який забезпечує роботу комплексованої системи наведення з двома вимірювачами, має включати в себе такі функціонально необхідні елементи, як: перемикаючий пристрій із пристроєм затримки: пристрій розв'язки коефіцієнта передачі контуру від поточного кінематичного значення швидкості. Також зроблено висновок, що при дії на радіотехнічний координатор зовнішнього збурення, за своїм характером еквівалентної дії перешкоди, що веде за швидкістю, в системі управління необхідно здійснювати екстраполяцію поточних значень кутової швидкості лінії візування і відносної швидкості зближення.

В роботі авторами показано, що з метою пошуку математичного апарату з оцінки впливу технічних і експлуатаційних характеристик стартових систем на ефективність ракетного комплексу на етапі синтезу може бути використаний наступний узагальнений комплекс алгоритмів: алгоритм урахування впливу швидкодії; алгоритм оцінки точності встрілювання; алгоритм оцінки впливу основних характеристик надійності ПУ на показник рівня якості ракетного комплексу. Алгоритм надає змогу визначити основні характеристики надійності ПУ в режимі, що встановився, і ймовірність безвідмовної роботи протягом заданого часу напрацювання, а також врахувати різні специфічні сектори, пов'язані з процесом функціонування, такі, наприклад, як можливість роботи системи в декількох режимах, наявність різних засобів контролю та відновлення працездатності, вплив дії довкілля. Таким чином, технічних та експлуатаційних характеристик стартових систем в узагальненій моделі здійснюється блоком оцінки точності встрілювання, блоком оцінки швидкодії, блоком обліку надійності. Всі ці блоки в сукупності з блоками оцінки вогневих можливостей та оптимізації представляють узагальнену модель вибору технічних та експлуатаційних характеристик сартової системи. Запропоновані алгоритми можна шкористовувати під час створення нових, а також у процесі модифікації стартових систем існуючих зразків рокетних комплексів. Вони спрощують пошук шляхів та способів їх найбільш ефективного використання, а акож покращання умов експлуатації. Запропоновані алгоритми можна використовувати під час створення нових зразків стартових систем ракетних комплексів, а також у процесі модифікації існуючих. Поданий підхід може бути також використаний при вирішенні питань вибору оптимальної конструкції підсистеми "контейнер - ракета" та ПУ загалом.

У дослідженні запропоновано удосконалений науково-методичний апарат обгрунтування вимог до параметрів руху динамічної системи "пілотований літальний апарат - БпЛА", що будується на використанні математичних моделей та методик, які побудовано з урахуванням дослідження основного етапу функціонування пропонованої тактичної одиниці - пілотований літальний апарат - БпЛА при польоті у спільних порядках. Розглянуто певні особливості існування вихрових слідів, що сходять з несучих поверхонь літальних апаратів при польоті у повітрі, їх негативні впливи на безпеку польотів. Розглянуто основні методи дослідження вихрових слідів від літаків. Наведено основні умовні зони вихрового сліду та їх протяжність. Підкреслено, що наявність вихрових рухів за ЛА призводить до відтворення вихрових джгутів та до їх зовнішнього впливу на БпЛА і появу бічних збурень, що можуть під час польоту, залежно від точки знаходження у фазовому просторі, суттєвим чином вплинути на подальшу його динаміку руху, що передбачає під час проведення числових розрахунків за вдосконаленим науково-методичним апаратом підтвердити та скоригувати, за необхідності, безпечні інтервали та дистанції (відстані від осей вихрових джгутів), що надасть змогу в подальшому обрати раціональні (умовно оптимальні) параметри системи управління. Обгрунтовано вибір показників та їх граничних значень для дослідження на етапі польоту БпЛА у щільних бойових порядках разом із пілотованими літаками тактичної авіації. Для тестування математичних моделей представлено розрахункові та наведено результати числового моделювання з подальшим співставленням результатів з відомими результатами інших авторів. Для визначення найбільш вигідного місцезнаходження, з точки зору безпеки польотів, в сумісному польоті БпЛА разом з пілотованим літальним апаратом під час виконання бойових завдань, проведено числове моделювання з використанням нелінійної математичної моделі у стаціонарній постановці щодо впливу збуреного поля швидкостей від компонування літака типу МиГ-29 на фазові точки простору - можливі координати знаходження БпЛА при польоті у щільних бойових порядках.

Розглянуто питання забезпечення стійкості польоту безпілотного літального апарата за швидкістю. Проведено аналіз фізичної сутності процесу забезпечення стійкості безпілотного літального апарата за швидкістю. Приділено увагу режимам польоту за яких оператор (зовнішній пілот) може зіткнутися з труднощами практичного пілотування безпілотного літального апарата. Проаналізовано можливі причини виникнення позаштатних ситуацій під час польоту безпілотного літального апарата на швидкостях близьких до гранично малих. Розглянуто можливі дії оператора (зовнішнього пілота) щодо повернення безпілотного літального апарата в експлуатаційний діапазон швидкостей з області нестійкості. Продемонстровано особливості стійкості та керованості безпілотного літального апарату в режимі маршрутного польоту. Приділено увагу складності пілотування та безпеки польоту на других режимах. У статті продемонстровано методику визначення межі між першим і другим режимами польоту. Показано особливості керування безпілотним літальним апаратом та забезпечення стійкості в першому та другому режимах. Досліджено питання динамічної стійкості безпілотного літального апарата. Проведено чисельне моделювання поздовжнього руху безпілотного літального апарата у вільному, некерованому польоті, отримано траєкторії руху для безпілотного літального апарата обраної конфігурації зі зміною швидкості та кута нахилу траєкторії в часі. Побудовано графіки траєкторій руху зі зміною швидкості та висоти за часом, побудовано графіки перехідних процесів для випадків стійкого та нестійкого режимів польоту. Проведено аналіз зовнішніх факторів, що найбільше впливають на параметри польоту в різних умовах застосування безпілотного літального апарата.