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: Наведено результати досліджень динаміки слідкувальних електроприводів, отриманих теоретичними розрахунками та в ході експериментального відпрацювання електроприводів великої потужності. Теоретичні дослідження проводили за допомогою досить повної математичної моделі слідкувального електропривода, що містить рівняння тракту формування керувального сигналу, електродвигуна, редуктора та навантаження. Рівняння контуру формування керувального сигналу містять лише характеристики коректувальної ланки в припущенні, що мінімізовані решта запізнювань у тракті перетворення. Рівняння електродвигуна взято в класичній формі, яка враховує вплив на динаміку двигуна таких основних параметрів, як індуктивність і опір обмотки статора, коефіцієнти моменту та реакції якоря й момент інерції ротора. Взаємодію двигуна з багатомасовою системою редуктора та навантаження подано у вигляді силової взаємодії двох мас – зведеної маси ротора та маси навантаження через деяку еквівалентну жорсткість кінематичного ланцюга. Для опису ефекту люфту кінематичного зв’язку використано спеціальний обчислювальний спосіб, який значно спрощує його математичний опис. ККД редуктора подано у вигляді внутрішнього тертя, пропорційного передаваному зусиллю.  Результати розрахунків із застосуванням цієї математичної моделі добре узгоджуються з результатами натурних випробувань різних зразків слідкувальних електроприводів, що дозволяє використовувати її під час проєктування нових сервомеханізмів, а також для коректного моделювання польоту під час відпрацювання систем керування літальних апаратів. Зокрема, на основі розрахунків частотних характеристик замкненого контуру із застосуванням цієї математичної моделі можна визначити оптимальні параметри коректувального контуру. Реакція на ступеневий вплив за різних колових коефіцієнтів підсилення в контурі дає повну інформацію про області стійкості замкненого контуру та вплив різних параметрів приводу на ці області. На основі теоретичних і експериментальних робіт отримано та подано основні висновки та рекомендації, урахування та реалізація яких дозволить забезпечити високі динамічні характеристики новопроєктованих слідкувальних електроприводів.

Анотація: Створення модифікацій літаків транспортної категорії – дуже актуальне та поширене явище у сучасному літакобудуванні. Виділено окрему групу військово-транспортних літаків у зв’язку зі специфікою їх призначення: – необхідність формування характеристик «вантаж – дальність дії» для легких, середніх, оперативно-тактичних і стратегічних військово-транспортних літаків, оскільки саме за такою характеристикою їх позиціонують; – специфічні вимоги ставлять до вантажної кабіни військово-транспортних літаків не лише щодо її геометричних розмірів і корисного об’єму, але й щодо можливості одночасного розміщення військової техніки і людей, а також нош з пораненими для їх евакуації із зони воєнних дій; – можливість повітряного десантування військової техніки і парашутистів, що вимагає специфічних люків і засобів підтримання вагового балансування в польоті; – можливість базування на малопідготовлених майданчиках з довжиною смуги менше 800 м у режимі короткого зльоту та посадки, особливо для оперативно-тактичних військово-транспортних літаків, що істотно розширює їх використання в зонах воєнних дій; – можливість конвертації у літак цивільного призначення: для доставки вантажів у райони Крайньої Півночі, гасіння пожеж, евакуації постраждалих із зон лиха і т. ін. Показано, що створення модифікацій дорогих військово-транспортних літаків є основним напрямом їх розвитку. Усі провідні авіабудівні компанії світу використовують процедуру модифікаційних змін як шлях найоперативнішого задоволення постійно змінюваних вимог, що ставлять до військовотранспортних літаків. Поряд із традиційними методами проектування модифікацій вітчизняна школа запропонувала нову методологію визначення потрібних параметрів для глибоких модифікаційних змін у геометрії крила та силовій установці. Методологія базується на використанні трьох принципів: – забезпечення зростання вантажопідйомності та потрібної дальності дії модифікацій військовотранспортних літаків різного призначення; – геометричне перекомпонування крила і системи несучих поверхонь «крило + агрегати хвостового оперення» відповідно до критерію мінімуму індуктивного опору за рівності підйомних сил і базового варіанта; – узгодження модифікаційних змін у крилі з необхідними параметрами силової установки як умова забезпечення потрібної паливної ефективності.

Анотація: Під основними параметрами розуміють вантажопідйомність mГ, дальність дії L і паливну ефективність qТ, які багато в чому визначають конкурентоспроможність літаків транспортної категорії, у тому числі і військово-транспортних. Причиною створення модифікацій літаків транспортної категорії є вимога постійного зростання їх рейсової продуктивності шляхом збільшення вантажопідйомності і дальності дії. Серед основних цілей реалізації подібних рішень є обов’язкове підвищення паливної ефективності модифікацій, оскільки вартісні витрати на паливо досягають 80 % вартості літако-години під час експлуатації. Є ряд моделей, які дозволяють оцінити вплив масових і аеродинамічних параметрів планера літака та режимно-паливних характеристик силової установки (питомої витрати двигуна) на інтегральний показник паливної ефективності модифікації у крейсерському режимі й середньогодинної витрати палива на етапі сертифікації, коли всі параметри планера та двигуна зафіксовані і розгляд варіантів не можливий. Запропоновано нову модель для етапу проектування модифікацій, у яких здійснюються глибокі модифікаційні зміни в геометрії крила та силовій установці за різних варіантів їх співвідношень та узгодження. Параметри нової моделі: питома паливна ефективність – питома рейсова продуктивність – для формування відносної вантажопідйомності і відносної дальності дії. Аналіз таких залежностей показав: – зі зростанням відносної дальності L зростають і витрати палива на рейс; – адекватність змін рейсової продуктивності спостерігається тільки за L < 0,5. За L > 0,5 продуктивність постійно зменшується, тоді як питомий показник витрати палива на одиницю роботи зростає в експоненційній формі; – якщо під час аналізу взяти до уваги питому величину транспортної ефективності, тобто характеристику «вантаж – дальність» ( ( ) mп.н  f L ), то стає очевидним, що найбільш сприятливими (з погляду паливної ефективності) є відносні дальності 0,3< L < 0,5. У цьому діапазоні L реалізуються не тільки прийнятні значення паливної ефективності, але і максимальне значення рейсової продуктивності, тобто основних параметрів, для яких розробляють модифікації.

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.