Анотація: Сформульовано науково-методичні положення щодо проектування одноступеневих керованих ракет з маршовими ракетними двигунами на твердому паливі для перспективних ракетних систем залпового вогню, призначених для доставляння бойового оснащення в задану точку простору з потрібними значеннями кінематичних параметрів руху в кінці польоту. Мета статті – аналіз тенденцій розвитку таких ракет, виявлення особливостей і вимог, що ставлять до їхніх траєкторій польоту, проектних параметрів, програм керування, габаритно-масових характеристик, конструктивно-компонувальних і аеродинамічних схем. Наведено формалізацію комплексного завдання оптимізації проектних параметрів, параметрів траєкторії і програм керування рухом ракет, які можуть здійснювати політ балістичною, аеробалістичною або комбінованою траєкторіями. Комплексне завдання належить до класу задач теорії оптимального керування з обмеженнями у вигляді рівностей, нерівностей і диференційних зв’язків. Для спрощення задачі використано підхід до формування програм керування рухом у вигляді поліномів, який дав змогу звести задачу теорії оптимального керування до простішої задачі нелінійного математичного програмування. Розраховуючи параметри траєкторії, ракету розглядали як матеріальну точку змінної маси і використовували систему рівнянь руху центру мас у проекціях на осі земної системи координат. Наведено структуру математичної моделі, послідовність розрахунку цільової функції, які можуть бути застосовані для визначення оптимальних параметрів, програм і характеристик. Математична модель ракети дає змогу залежно від основних проектних параметрів з допустимою для проектних досліджень точністю визначати: габаритно-масові характеристики ракети в цілому та підсистем і елементів, що входять до її складу; енергетичні, тягові та витратні характеристики маршового двигуна; аеродинамічні та балістичні характеристики. Апробовано методичне забезпечення на прикладі визначення проектних параметрів, параметрів траєкторії, габаритно-масових, енергетичних і балістичних характеристик для двох варіантів ракет з крилатою аеродинамічною схемою перспективних ракетних систем залпового вогню виробництва Китайської Народної Республіки з використанням обмеженого обсягу інформації рекламних проектів про їхні основні характеристики.

Анотація: Описано спосіб оптимізації траєкторії зенітної керованої ракети, що застосовують на етапі проектування. Огляд існуючих рішень з цього питання підтвердив актуальність завдання. Аналітичне рішення отримати практично неможливо, тому відповідно до сучасних тенденцій було проведено оптимізацію числовим методом оригінального розроблення. У його основу було покладено дворівневу оптимізацію, яку виконують двома різними числовими методами і для двох різних критеріальних функцій. На верхньому рівні методом випадкового пошуку і, як варіант, методом покоординатного спуску виконано пошук фіксованого набору проміжних для заданої дальності польоту точок траєкторії, координати яких у сукупності забезпечують необхідний оптимум. На нижньому рівні для кожної пари послідовних проміжних точок розв’язано крайову задачу влучення в дальню точку шляхом одномірної оптимізації. Покоординатний спуск використано для пошуку спрощеної програми польоту. Як критерії оптимізації для верхнього рівня використано мінімум часу польоту або максимум кінцевої швидкості, для нижнього – термінальний критерій. Програма керування вибрала програму кута атаки. У результаті було отримано оптимальні й субоптимальні (такі, що додатково забезпечують мінімум часу розрахунку) траєкторії і програми польоту на максимальну дальність і різні висоти. Аналіз результатів показав практичну близькість траєкторій мінімального часу польоту і максимальної кінцевої швидкості.

Анотація: Сформульовано основні науково-методичні положення щодо проектування одноступеневих керованих ракетних об’єктів з маршовими ракетними двигунами на твердому паливі, призначених для доставляння корисного навантаження в задану точку простору з необхідними значеннями кінематичних параметрів руху. Мета статті – розроблення методичного забезпечення для оптимізації на початковому етапі проектування основних характеристик керованого ракетного об’єкта, до складу якого входить формалізація комплексного завдання оптимізації проектних параметрів, параметрів траєкторії та програм керування рухом керованого ракетного об’єкта, який може здійснювати політ балістичною, аеробалістичною або комбінованою траєкторіями. Задачу сформульовано як задачу теорії оптимального керування з обмеженнями у вигляді рівностей, нерівностей і диференційних зв’язків. Запропоновано підхід до формування програм керування рухом у вигляді поліномів, який дав змогу звести задачу теорії оптимального керування до простішої задачі нелінійного математичного програмування. Під час розрахунків параметрів траєкторій керований ракетний об’єкт розглядали як матеріальну точку змінної маси, при цьому використовували систему рівнянь руху центру мас керованого ракетного об’єкта у проекціях на осі земної системи координат. Наведено структуру математичної моделі та послідовність розрахунку цільового функціонала, які застосовували для оптимізації проектних параметрів, програм керування й основних характеристик керованого ракетного об’єкта. Математична модель керованого ракетного об’єкта дає змогу з допустимою для проектних досліджень точністю визначати: габаритно-масові характеристики керованого ракетного об’єкта в цілому та підсистем і елементів, що входять до його складу; енергетичні, тягові та витратні характеристики маршового двигуна; аеродинамічні та балістичні характеристики керованого ракетного об’єкта. Апробовано розроблене методичне забезпечення на прикладах розв’язання проектних задач. Розглянуто програмні додатки для подання у зручній для користувача формі результатів досліджень.

Анотація: Використання труб прямокутного перерізу із композиційних матеріалів дедалі більше поширюється. Намотування труб без використання штирів для малих кутів намотування має ряд недоліків. Технологія намотування з використанням штирів позбавлена цих недоліків. У статті наведено розроблену авторами методику розрахунку програм намотування труб прямокутного перерізу із композиційних матеріалів з використанням штирів. Для забезпечення суцільності намотування штирі біля основи повинні мати однакові відстані між собою. Зовнішній діаметр гребінки вибирають із запасом, ураховуючи джгутування стрічки на штирях. Визначають схему намотування на весь шар, яка являє собою таблицю, в якій зазначено розміщення стрічки між штирями передньої та задньої гребінок у процесі намотування шару для кожного витка. Далі визначають координати верстата. Для цього необхідно знати кути закручування витка, відповідні кути повороту оправки у визначених координатах Х, координати точки сходу стрічки, кут нахилу вільного відрізка стрічки. Далі із геометричних міркувань отримують компоненти орта дотичної до траєкторії армування та безпосередньо координати виконавчих органів верстата. У результаті отримують таблицю координат виконавчих органів верстата у процесі намотування першого витка (під час прямого і зворотного ходу). Використовуючи наведену логіку, аналогічно легко отримати для всіх витків координати виконавчих органів верстата. За цією методикою розроблено систему автопрограмування «Виток» у середовищі Mathcad. Систему «Виток» використано під час розробляння програм намотування для труби 28х28х2 мм за темою «Ciч-2М». Програми успішно відпрацювали. Дослідні зразки труб намотано. Роботу з намотування труб прямокутного перерізу із композиційного матеріалу для отримання конструкції з нульовим коефіцієнтом лінійного термічного розширення проводили автори.