Розроблено математичну модель для числових розрахунків спектра власних коливань рідинних ракет-носіїв пакетної компоновки. Для опису динамічної моделі механіко-гідравлічної системи використано елементи зі зведеними кусково-однорідними (балкового типу) розподіленими й зосередженими параметрами жорсткості та інтерційними характеристиками, для коливних мас рідини - механічні осцилятори. Наведено результати розрахунків власних частот і форм коливань конструктивного варіанта ракети-носія для початкової стадії польоту. Вивчено вплив інерції обертання і деформації зсуву елементів балкового типу на розрахункові величини власних частот коливань. Досліджено збіжність скінченноелементних розрахунків.

Запропоновано критеріальну методику та розроблено алгоритм розрахунково-експериментального індивідуального експертного обстеження з метою визначення залишкового ресурсу головних паропроводів (ГП) ТЕС з надпарковим терміном експлуатації. За критерії оцінки залишкового ресурсу прийнято допустиме напруження для жароміцних сталей із стабілізованими властивостями, граничні величини мікропошкодженості, а також граничні значення зернограничної деформації повзучості в елементах ГП.

Розглянуто уточнену динамічну модель стосовно розрахунку власних частот і форм коливань ракетоносіїв пакетної компоновки. Досліджено вплив деформації зсуву та інерції обертання для еквівалентних стрижневих елементів динамічної моделі. Наведено уточнені матриці жорсткості та мас для скінченних елементів балкового типу.

Рассмотрена технология создания имитационных динамических моделей жидкостных ракетоносителей на основе комбинированной континуально-стержневой схемы. Методика эффективно реализована и апробирована на примере ракеты-носителя "Циклон-4". Получены амплитудно-частотные характеристики ракеты-носителя на различных участках полета и проанализированы полученные результаты.

Рассмотрена имеющая более высокую степень приближения к конструктивному аналогу динамическая модель ракеты-носителя "Циклон-4" пакетной компоновки в виде связанных подкрепленных тонкостенных упругих оболочечных отсеков, а также механических аналогов двигательных агрегатов, узлов крепления и жидких масс. Исследованы собственные формы и частоты колебаний имитационной модели для начальной стадии полета. Приведено сравнение экспериментальных данных с расчетными, полученными на основе аппроксимации ракеты-носителя в виде пространственного пакета стержневых элементов.

Проблематика работы - развитие эффективных проекционно-сеточных методов решения начально-краевых задач упругой динамики летательных аппаратов. Цель работы - теоретическое исследование численных методов решения задач упругой динамики летательных аппаратов с целью создания обобщенной методики численного интегрирования начально-краевых дискретно-континуальных задач. В качестве обобщенного математического описания начально-краевых задач использована операторная формулировка с главной частью первого порядка. Приближенное решение начально-краевых задач упругой динамики летательных аппаратов представлено в виде линейной формы на классе допустимых функций невырожденного проекционного базиса. Алгебраизация по пространственным переменным реализуется в результате ортогонализации невязок уравнений и граничных условий к системе функций, определяющих невырожденный весовой базис. Наибольший вычислительный эффект достигается при совпадающих элементах проекционного и весового базисов в сочетании с "ослабленной" формулировкой метода Галеркина в форме метода конечных элементов. Обобщенная форма метода конечных разностей используется для алгебраизации искомых функций по временному аргументу. Для решения систем нелинейных алгебраических уравнений на временных слоях применяются метод Ньютона и его модификации. Разработан общий подход к решению задач упругой динамики летательных аппаратов с использованием процедуры алгебраизации на основе проекционно-сеточных схем метода взвешенных невязок. Даны апостериорные оценки точности, сходимости и устойчивости полученных численных решений задач упругой динамики летательных аппаратов. Выводы: разработанная методика алгебраизации задач упругой динамики летательных аппаратов может найти широкое применение в имитационном моделировании динамики жидкостных ракет-носителей на различных участках полета.

Представлена методика построения расчетной модели узлов крепления межблочных связей с применением конечных элементов балочного типа, суперэлементов, абсолютно жестких и кинематических связей для динамической пакетно-стержневой модели ракетоносителя. Используя результаты компьютерных тестов определены жесткостные и инерционно-массовые характеристики двухузловых суперэлементов, аппроксимирующих узлы крепления основного блока и подвесных модулей ракетоносителя "Циклон-4".

Проанализирована прочность наноспутника POLYITAN-2 при квазистатических перегрузках на этапе его выведения. Разработана эффективная твердотельная модель и соответствующая ей конечноэлементная модель наноспутника. С использованием программного комплекса ANSYS рассчитано напряженно-деформированное состояние наноспутника. Определены коэффициенты запаса прочности и максимальные перемещения конструктивных элементов. Установлено, что для рассматриваемого варианта исполнения наноспутника условия прочности и жесткости выполняются.

Выполнен прочностной анализ наноспутника POLYITAN-2 при квазистатических перегрузках на этапе выведения. Разработана эффективная твердотельная и соответствующая ей конечно-элементная модель наноспутника. С использованием программного комплекса Ansys проведено расчетное исследование напряженно-деформированного состояния наноспутника. Определены коэффициенты запаса прочности, найдены максимальные относительные перемещения конструктивных элементов. Проведен анализ критериев прочности для оценки прочности элементов конструкции наноспутника, выполненных из композиционных материалов. Установлено, что для рассматриваемого варианта исполнения POLYITAN-2 условия прочности и жесткости выполняются.

По данным имитационного моделирования гармонических колебаний композитной сотопанс сканера космического аппарата с установленным технологическим оборудованием (сканер, оптические приборы, магнитометр) получены распределения по координатам и частоте величины амплитуд перемещений, ускорений, коэффициентов усиления виброускорений, а также эквивалентных по Мизесу напряжений. Динамическая имитационная модель композитной сотопанели разработана с помощью современных средств конечноэлементного анализа в пакете ANSYS APDL. Образующие сотопанель углепластиковые композитные пластины с сотовым заполнителем из алюминиевой фольги в виде регулярных шестигранных ячеек правильной формы аппроксимированы многослойными пластинчатыми конечными элементами. Технологическое оборудование - оптические приборы, сканер и магнитометр - представлены в модели сосредоточенными массами, жестко связанными с панелью. С применением разработанной имитационной модели определен спектр собственных частот и собственных форм свободных колебаний сотопанели сканера. В интервале рабочих частот исследуемого режима гармонических колебаний сотопанели сканера установлены резонансные амплитуды перемещений, ускорений, коэффициентов усиления амплитуд виброускорений - также распределения амплитуд эквивалентных по Мизесу напряжений.