Вирішено задачу оцінки напружено-деформованого стану (НДС) заслінки теплообмінного вузла первинної системи обробки повітря сучасного транспортного літака, яка знаходиться у системі підготовки повітря. Система підготовки повітря призначена для відбору повітря від маршової установки двигуна або допоміжної силової установки, подальшої його обробки та транспортування у систему життєзабезпечення. Під час аналізу НДС реальних авіаційних конструкцій, із урахуванням граничних умов і режимів навантаження, аналітичні методи розрахунку не завжди є ефективними, тому застосовано числові методи дослідження. На базі метода скінченних елементів проведено аналіз НДС заслінки теплообмінного вузла з урахуванням усіх конструктивних особливостей. Використано тривимірні скінченні елементи, які найбільш точно відповідають розрахунковій схемі. Числовий аналіз НДС надає можливість визначити небезпечні області напружень, де можуть виникнути втомні тріщини та відбутися руйнування.

Шифр НБУВ: Ж66608 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Розглянуто проблеми виготовлення складового без зубцевого кварцового півсферичного резонатора (КПСР), що складається з ніжки та півсфери, які виготовляються окремо з використанням стандартних технологій виготовлення сферичних і циліндричних лінз. Після чого ці два вироби з'єднаються шляхом глибокого оптичного контакту. У цьому випадку зростає технологічність і зменшується вартість виробу. Крім того, у процесі виготовленя півсфери зростає якість обробки півсфери, що призводить до зменшення різночастотності резонатора. Порівняно динамічні параметри виготовлених складових резонаторів на другій і третій модах коливань. Для подальшого зменшення вартості виготовлення чутливого елемента розглядається не стандартний варіант побудови вібраційного гіроскопа на основі КПСР без ніжки, що використовує третю моду коливань та проаналізовано його переваги та недоліки у порівнянні з традиційним вібраційним гіроскопом з кварцовим резонатором, виготовленим з цільного шматка кварцу.

Система рухомості одна з найважливіших складових тренажерів. Для високої якості імітації акселераційних впливів розроблено методику імітації акселераційних впливів за окремими ступенями вільності. На засадах результатів досліджень на комплексному тренажері літака Ан-74ТК-200 розроблена методика враховує сприйняття пілотом руху за фізичним і диференційним порогами. Апробація методики на тренажерах транспортних літаків показала її високу ефективність.

Досліджено умови використання матеріалів із пам'яттю форми (SMART-матеріалів) у конструюванні літальних апаратів з метою покращання їх аеродинамічних та експлуатаційних характеристик. Найбільш вірогідне застосування матеріалів SMART для локальних змін геометрії агрегатів літака, які не відповідають за міцність і ресурс конструкції літака. Але такі авіаційні агрегати здатні у разі необхідності поліпшити характеристики літака. З огляду на наявний арсенал технічних засобів, які використовуються в практиці літакобудування для покращання льотно-технічних характеристик, наведено найбільш прийнятні варіанти використання матеріалів SMART, а саме: вихрогенераторів, закрилків Анрі та адаптивного завершення крила.

Розглянуто випадок зіткнення тіла у формі параболоїда обертання (ударного тіла) та пластини відомої товщини. Глибину проникнення тіла бойка слід визначати з урахуванням впливу деформації пластини за умови, що обидва тіла, що стикаються, не зруйновані повністю. Наближений розв'язок заснований на застосуванні принципу найменшого примусу (принцип Гаусса).

Наведено систему керування, що використовує інверсію динамічної моделі та матриці, коефіцієнти яких залежать від стану. Систему керування застосовано для проблеми орієнтації та керування швидкістю літака. Чисельну перевірка запропонованого регулятора виконано з використанням симуляційної моделі літака Cessna 172 для кількох сценаріїв атмосферних збурень.

Розроблено динамічний робастний регулятор (ДРР), а також пропорційні регулятори параметрів поздовжнього руху надзвукового безпілотного літального апарату (ЛА) для роботи в умовах дії сильного вітру. Проведено порівняння якості перехідних процесів і точності керування на всіх ділянках траєкторії польоту. Параметри ДРР отримано в одній точці траєкторії та є незмінними від старту до приземлення ЛА. Коефіцієнти пропорційного регулятора за весь політ змінюються 4 рази. Наведено результати імітаційного моделювання роботи системи керування, які показують, що обидва регулятори забезпечують стійкий рух ЛА в умовах штормового вітру. Однак робастний регулятор надає змогу отримати більш високу якість динамічних властивостей системи керування.

Обрано серпокрильця як прототип орнітоптера з двома степунями вільності крил для моделювання кінцево-елементної сітки на його поверхні. Описано розроблену в одному з загальновідомих програмних середовищ тривимірну поверхневу модель, яка надає змогу одержати координати вибраних точок на поверхні в динаміці руху серпокрильця. Перевірено метод програмування тріангуляції та побудови графічного інтерфейсу користувача як заготовки для власних математичних методів розв'язання аеродинамічної задачі.

Розглянуто задачу забезпечення гарантованої точності синтезованої системи автоматичного керування дій на неї невизначених довільних за характером збурень. Показано процедуру формування та особливості структури системи керування гарантованої точності, яка у випадку компенсації збурень забезпечує збереження якості керування (стійкості системи та якості перехідного процесу). Запропонований спосіб формування коригувальногоого впливу для компенсації дії збурень як функцію наближення змінної стану системи до межі її допустимого значення.

Розглянуто алгоритм визначення орієнтації супутника на основі інформації з датчика Землі та магнітометра. Проаналізовано вплив інструментальних похибок магнітометра на точність визначення орієнтації. Порівняно алгоритм TRIAD та алгоритм, в якому обчислюється тільки кут рискання.

Розглянуто задачу побудови системи визначення орієнтації мікро- та наносупутника з урахуванням можливості її імплементаціїї використанням існуючих сенсорів. На підставі аналізу існуючих методів та авторських досліджень сформовано методику побудови системи визначення орієнтації. Вона включає послідовність формування розрахункових значень фізичних полів у необхідних системах координат, значень сигналів сенсорів фізичних полів та алгоритму тріад для розрахунку кутів орієнтації. Наведено основні технічні характеристики сенсорів фізичних полів, які можуть бути використані для реалізації розглянутої методики визначення оієнтації супутників класу CubeSat.

Розглянуто задачу експериментальної перевірки можливості застосування мініатюрної безплатформної інерціальної навігаційної системи (БІНС) на мікромеханічних датчиках для автономного наведення керованого літального апарату (ЛА) малої дальності, що рухається за програмною гіпотетичною траєкторією. Отримано математичну модель першого наближення інструментальних похибок двокоординатної автономної БІНС ЛА з малим часом польоту, яка надає змогу як розрахувати величини цих похибок для конкретних типів застосованих в БІНС інерціальних датчиків (пряма задача аналізу), так і вибрати типи акселерометрів і гіроскопів, виходячи з забезпечення заданої точності БІНС (зворотна задача синтезу). Визначено вимоги до допустимих похибок акселерометрів і гіроскопів блоку датчиків БІНС. Описано конструкцію та технологію виготовлення експериментальної БІНС на базі тривісного мікромеханічного акселерометра та трьох одновісних мікромеханічних гіроскопів. Розглянуто технологію льотних випробувань експериментальної БІНС. Результатами випробувань експериментальної БІНС ЛА, створеної з виконанням визначених вимог, підтверджено правильність обраного підходу до забезпечення точності БІНС для автономної системи інерціального наведення ЛА малої дальності.

Досягнення у сфері створення малих супутників разом із доступністю недорогих запусків призвели до збільшення кількості космічних польотів. Оскільки космос стає більш доступним, ніж будь-коли раніше, виникають нові та новаторські місії. Показано сукупність досягнень у галузі автоматичних систем, приладів систем управління, обчислювальних систем, виконавчих органів систем управління, способів і методів комплексування систем управління, що надали змогу створити багатоцільові, багаторежимні системи з тривалим циклом активного життя, системи з максимальною автономністю та автоматизацією процесів управління. Наведено досягнення та перспективи систем управління космічних апаратів за останні 3 десятиліття. Розглянуто проблемні питання підвищення точності орієнтації та стабілізації.

Розв'язано задачу оцінки напружено-деформованого стану (НДС) заслінки теплообмінного вузла первинної системи обробки повітря сучасного транспортного літака, яка знаходиться в системі підготовки повітря. Система підготовки повітря призначена для відбору повітря від маршової установки двигуна або допоміжної силової установки, подальшої його обробки та транспортування в систему життєзабезпечення. У ході аналізу НДС реальних авіаційних конструкцій, з урахуванням граничних умов і режимів навантаження, аналітичні методи розрахунку не завжди є ефективними, тому застосовано числові методи дослідження. На базі метода скінченних елементів проведено аналіз НДС заслінки теплообмінного вузла з урахуванням усіх конструктивних особливостей. Використано тривимірні скінченні елементи, які найбільш точно відповідають розрахунковій схемі. Числовиий аналіз НДС надає можливість визначити небезпечні області напружень, де можуть виникнути втомні тріщини та відбутися руйнування.

Проведено теоретичний аналіз фізичних основ феромагнітного гіроскопу ФМГ) з нанорозмірними чутливими елементами. Відправною точкою для такого аналізу є ефект Ейнштейна - де Гааза, який полягає у тому, що феромагнетик під час намагнічування вздовж певної осі набуває відносно неї моменту імпульсу (обертального імпульсу), пропорційного набутому намагніченому моменту. Показано, що для набуття практично значимого для гіроскопії ефекту, необхідно використовувати псевдокристали побудовані з наносфер у середині яких розташовані нанорозмірні феромагнітні утворення, які перебувають у стані квантової левітації й які мають надзвичайно велику питому намагніченість. Намагнічений псевдокристал буде мати сумарний момент імпульсу нанорозмірних феромагнітних утворень, що зберігає свій напрямок у разі зміни орієнтації псевдокристалу у прострі. Такий псевдокристал можна розглядати, як перспективну модель ФМГ.

Розглянуто достовірність методики визначення сенсора, що відмовив, в надлишковому вимірювачі кутової швидкості (ВКШ) шляхом його експериментальної перевірки. Оптимізовано взаємне неортогональне розташування шести осей чутливості сенсорів для зменшення інструментальних похибок кожного чутливого елемента та забезпечення рівності їх внеску. Забезпечується приблизно однакова чутливість до рівня похибки сенсорів у разі відмови. В одне з шести отриманих експериментально сигналів сенсорів вводиться похибка, що перевищує заданий допустимий поріг. Перевірено алгоритм пошуку сенсора, похибка якого перевищує задану, і який по цій причині вважається несправним.

Мета роботи - узагальнення результатів відомих досліджень і формування на їх основі спрощеної методики розрахунку нагріву обшивки ЛА з урахуванням абляції, верифікація методики за експериментальними даними.

На підставі виконаного аналізу та викладених теоретичних підходів предметної галузі "Проектування ЛА на ескізному етапі" запропоновано метод проектування ЛА, який надає можливість математично достатньо ефективно реалізувати процес побудови ЛА, на прикладі ЛА з використанням онтологічного підходу. Підхід надає можливість визначити шляхи формалізації двох основних ситуацій, які мають місце у процесі проектування ЛА: послідовного ускладнення та уточнення (низхідне проектування) та послідовного спрощення (висхідне проектування). Запропонована технологія надає змогу суттєво зменшити загальний час проектування ЛА завдяки використанню кількох рівнів декомпозиції моделі. Застосування онтологічного підходу полегшує процес проектування, надає можливість вирішити основні завдання сучасного проектування на різних етапах створення ЛА, узгодити паралельну роботу конструкторів над проектом. Про основні переваги використання онтології проектування ЛА, що розробляються, є: ефективне компактне представлення системи знань предметної галузі "Проектування ЛА" на базі сучасних інформаційних технологій (специфікація та концептуалізація); пошук інформації в системі знань отриманої онтології (отримання довідкової та навчальної інформації); постановка та вирішення необхідних прикладних завдань у межах даної предметної області (завдання вагового проектування, центрування ЛА); розвиток системи та отримання нових знань або впорядкування існуючих, перевірка їхньої несуперечності, корекція дерева проекту ЛА.

Описано метод синтезу скінченно-елементної моделі крила з підкосом регіонального літака транспортної категорії. Метод заснований на функціональному принципі декомпозиції, за якого загальна модель крила синтезується з окремих моделей підконструкцій, в число яких входять від'ємна частина кесона та підкоси крила. Показано, що, завдяки застосуванню методу автоматизованого синтезу, істотно скорочує кількість даних, що вводяться "вручну", що надає змогу скоротити час синтезу та зменшити ймовірність виникнення помилок.