Розглянуто новий метод вивчення фазових діаграм бінарних сплавів з використанням конденсованих у вакуумі плівок змінного складу та змінного стану. Метод дозволяє візуалізувати на підкладці всю або необхідну частину фазової діаграми та простежити її еволюцію за умов зміни товщини плівок. Досліджено системи з різним типом фазових діаграм Bi - Sn, Bi - Sb, Bi - Pb, In - Bi, In - Pb, Au - Sn та Au - Pb.

Обобщены результаты исследования поверхностных явлений и фазовых превращений в конденсированных пленках. Описаны особенности проявления размерного эффекта при формировании и в уже сформировавшихся островковых пленках, связанные с образованием, температурной и размерной устойчивостью жидкой, аморфной и различных кристалических фаз. Рассмотрены вопросы размерной и температурной зависимости поверхностной энергии наночастиц, а также смачивания малыми частицами поверхности твердых тел, свободных тонких пленок и пленок на подложках при различном характере физико-химического взаимодействия. Приведены результаты исследования ряда бинарных фазовых диаграмм, проведенных с использованием нового метода, позволяющего впервые визуализовать всю или необходимую часть диаграммы на одном образце и проследить за ее эволюцией с изменением характерного размера. Проанализированы особенности структурного состояния малых частиц, в частности изменение параметра решетки и состояния поверхностного давления в нанообъектах, вакансионный размерный эффект и диффузионную активность в наночастицах.

Рассмотрены возможности создания слоистых пленочных материалов путем последовательной или одновременной конденсации компонент при испарении их из независимых источников. На основании исследования плавления в пленочных системах развиваются существующие представления о механизме эвтектического плавления, а также уточнены эвтектические температуры для ряда бинарных систем.

Розглянуто інтегрований засіб вивчення складних технічних систем, таких як авіаційна та ракетна техніка, на базі синтезу переваг існуючих наочних засобів та сучасних досягнень в області комп'ютерної візуалізації. Результат - розширення можливостей студента в пізнанні особливостей функціонування складних технічних систем.

Представлены результаты разработки математической модели формирования аэродинамического облика летательного аппарата по оптимальным критериям на базе одного или нескольких вариантов его геометрических параметров. Система обобщенных проектных параметров построена на оптимизации критериев совершенства несущих свойств, совершенства аэродинамической компоновки и максимального аэродинамического качества. Предложенная математическая модель позволяет оперативно с помощью стандартных расчетных программ типа "Matlab" оценивать совершенство летательного аппарата произвольной аэродинамической формы.

Розглянуто проблеми розрахунку навантажень на несучі поверхні літального апарата на дозвукових швидкостях польоту. Показано процес та методики одержання початкових даних для проведення досліджень, структуру програмного комплексу.

За допомогою числових методів визначено вплив початкового ступеня турбулентності на аеродинамічні характеристики системи двох крилових профілів, зокрема на їх аеродинамічну інтерференцію. Одержано коефіцієнти підйомної сили, опору та поздовжнього моменту для обох профілів у разі початкових ступенів турбулентності 0,05, 0,3 і 2 %. Визначено, що у випадку збільшення початкового ступеня турбулентності потоку негативна інтерференція між профілями значно зменшується. Враховуючи попередні дослідження індуктивного опору літальних апаратів різних схем, для малих БПЛА можна прогнозувати виграш в аеродинамічній якості тандемної схеми з порівнянні з традиційною.

Проаналізовано стан науково-дослідних робіт по проблемі створення безпілотних літальних апаратів (БПЛА) контейнерного старту. Проаналізовано типові льотно-технічні та експлуатаційні характеристики, зроблено висновки про перспективність розвитку БПЛА даного класу. Сформульовано тактико-технічні особливості ЛА даного класу. Обгрунтовано доцільність використання аеродинамічної схеми "тандем". Проведено стислий огляд БПЛА "Сокіл-2", розробленого НТУУ "КПІ". Виокремлено ряд питань, що потребують грунтовних досліджень та експериментів.

Експериментально перевірено коректність методики аеродинамічного розрахунку за допомогою програмного забезпечення PANSYM. Розглянуто випадки літака з невідхиленим та відхиленим закрилком, з вихорогенераторами та без них. Визначено умови, за яких допускається використання результатів розрахунку даної програми.

Розглянуто проблему реалізації альтернативного способу відновлення несучих властивостей інтерцептора стільникової конструкції важкого транспортного літака з врахуванням умов та особливостей експлуатації. Розроблено скінченно-елементні моделі конструкцій інтерцептора, одержано та проаналізовано їх напружено-деформовані стани.

Рассмотрены методические вопросы, связанные с определением аэродинамических характеристик самолета вертикального взлета и посадки с двумя поворотными винтами на участках вертикального отрыва от взлетно-посадочной полосы, перехода к горизонтальному полету и обратного перехода, снижения и приземления. Представлены графические зависимости изменения кинематических параметров и аэродинамических коэффициентов и составляющих тяги винтов на всех этапах взлета самолет. Полученные расчетные данные могут быть использованы на предварительном этапе аэродинамического проектирования самолета вертикального взлета и посадки при определении геометрических и кинематических параметров органов управления и стабилизации.

Наведено основні відомості про будову Всесвіту, Сонячної системи, Землі та земної кори. Охарактеризовано мінерали, гірські породи, підземні води, а також основні етапи геологічного розвитку планети. Висвітлено питання динамічної геології, надано уявлення про коливальні рухи та тектонічні деформації. Розглянуто геологічну будову території України, геологічні особливості родовищ нафти та газу, корисні копалини. Описано види та методи геологічних досліджень, акцентовано увагу на проблемах охорони надр і геологічного довкілля.

Рассмотрен аналитический метод определения аэродинамических характеристик летательного аппарата с многоступенчатым телескопическим крылом при низких числах Рейнольдса, а также определены условия распространения данного метода на крылья сложной формы в плане. Математическая модель учитывает влияние толщины профиля, числа Рейнольдса, формы крыла в плане на его аэродинамические характеристики. Метод применим при числах Рейнольдса, вычисленным по хордам сечений крыла, в диапазоне 125 000 - 250 000 или больше 106 и толщинах профилей 6 - 12 %. Проведено сравнение результатов, полученных согласно данному методу, с экспериментальными данными.

Розглянуто сучасні методи розрахунку індуктивного опору літальних апаратів схеми "тандем". На основі вагових і візуальних експериментальних даних визначено характерний недолік існуючих теоретичних методів. Запропоновано новий підхід до визначення аеродинамічних характеристик літального апарата схеми "тандем". Визначено критерії подібності вихрових систем схеми "тандем", що дозволяє зіставляти результати, одержані аналітичними, числовими та експериментальними методами навіть за відсутності повної геометричної подібності випробуваних літальних апаратів або їх моделей.

Обобщены исследования поверхностных явлений в конденсированных пленках. Приведены обширные экспериментальные и теоретические результаты по размерной и температурной зависимости поверхностной энергии, в том числе и в твердой фазе; смачиванию малыми частицами поверхности твердых тел, свободных тонких пленок и пленок на подложках при различном характере физико-химического взаимодействия компонентов. Изложены современные методы исследования смачивания в нанодисперсных системах, основанные на применении оптической и электронной микроскопии.

Проведено якісну оцінку впливу повітряного гвинта за різних його розташувань на аеродинамічні характеристики літального апарата (ЛА) схеми "тандем". Запропоновано методику наближеного розрахунку розподілу швидкостей за повітряним гвинтом, якщо відомі швидкість набігаючого потоку, потужність на валу, діаметр, частота обертання та ккд гвинта на даному режимі польоту. Розглянута задача є актуальною для оцінки аеродинамічних характеристик різних ЛА. Методику засновано на теорії ідеального гвинта та емпіричних даних і реалізовано для встановлення граничних умов під час розрахунку аеродинамічних характеристик відсіку крила та крила кінцевого розмаху за присутності гвинта, так коли аналітично оцінити дані характеристики складно. Застосування методики надає можливість оптимізації аеродинамічної компоновки на початкових стадіях проектування. Методика призначена для ЛА, що здійснюють політ за низьких чисел Маха.

Исследованы изменения морфологии сплошных поликристаллических пленок легкоплавких металлов в процессе их нагрева и отжига на подложке с градиентом температур. Установлено, что плавление поликристаллических пленок металлов, размеры зерен которых распределены в широком диапазоне значений, осуществляется в некотором интервале температур, который расширяется с уменьшением среднего характерного размера зерен. В пленках олова и свинца оценена средняя энергия межзеренных границ.

Наведено результати досліджень розпаду суцільних полікристалічних плівок міді на островки під дією нагріву. Встановлено, що попереднє відпалювання плівок за температури у 150 °C підвищує їх термічну стабільність. Ефект, що спостерігається, пояснюється зміною мікроструктури плівок у процесі їх відпалювання. За допомогою електронно-мікроскопічних досліджень кінетики зростання наскрізних пор під час нагрівання визначено енергію активації поверхневої самодифузії у плівках міді.

Применение адаптивного крыла (АК) в современных конструкциях самолета является одним с эффективных решений позволяющих улучшить взлетно-посадочные характеристики летательного аппарата (ЛА). Существующие конструкции адаптивных крыл достаточно сложны, что затрудняет их реализацию в малоразмерных беспилотных ЛА. Предложен вариант реализации АК с механической деформацией нижней поверхности. Проведена оценка характера изменений аэродинамических параметров профиля в зависимости от кривизны нижней поверхности и точности ее формирования.

Описан метод синтеза структуры конечно-элементной модели (КЭМ) усиленного шпангоута, путем использования отдельных классов КЭМ усиливающих элементов. Модели усиливающих элементов подсоединяются к моделям типовых шпангоутов на втором этапе создания общей модели отсеков фюзеляжа.