Наведено методику розрахунку композитних шаруватих оболонок, яка заснована на варіаційно-сітковому підході формування необхідних функціоналів із подальшою мінімізацією їх за допомогою методу покоординатного спуску, який є методом нелінійного програмування. Побудовані алгоритми числового розрахунку відрізняються стійкістю та економічністю з точки зору обчислювальних ресурсів. На прикладі числового експерименту досліджено збіжність розв'язків.

Досліджено проблему проведення експериментальних випробувань розробленої вимірювальної системи на базі зображення. Вказана система здатна визначати лінію горизонту на зображенні та обчислювати її відносне положення з точки зору кутів крену та тангажу, які прийняті як кути орієнтації камери. Система складається з двох алгоритмів вимірювання на базі зображення: алгоритму розпізнавання лінії горизонту та алгоритму оцінки значень кутів крену та тангажу. Другий алгоритм засновано на розробленій методиці оцінки значень кутів, використовуючи внутрішні параметри камери. Використовуючи matlab-мову програмування розроблено програмне забезпечення для оцінки кутів орієнтації на базі алгоритму розпізнавання горизонту. Проведено серію експериментів для з'ясування характеристик тестової камери. Крім того, для виявлення властивостей розробленої системи проведено серію тестів у контрольованому середовищі. Як базовий датчик використано тривісний акселерометр, який виконував роль інклінометра. Похибку оцінювання представлено швидше як різницю між вимірами акселерометра та розробленого програмного забезпечення, ніж абсолютну похибку вимірювання. Таким чином, з'ясовано, що різниця між вимірами акселерометра та програмними підрахунками експоненціально зростає зі збільшенням кута крену, тоді як в області малих кутів значення приблизно збігаються. Відзначено деяку взаємну залежність між двома кутами орієнтації, обчисленими за допомогою програмного забезпечення. Результати обробки реальних зображень горизонту показали, що розроблена система виявляє лінію горизонту в більшості випадків правильно за винятком складних ситуацій перекриття горизонту та малого перепаду контрасту навколо області лінії горизонту.

Мета роботи - проектування крила легкого літака короткого злету та посадки, яке деформується під час польоту. Вперше проаналізовано вплив деформацій крила на його аеродинамічні характеристики.

Предложена аэродинамическая компановка беспилотного летательного аппарата (БПЛА) схемы "летающее крыло" малого удлинения сложной формы в плане, которая позволяет увеличивать несущие свойства центроплановой части корпуса и расширяет диапазон углов атаки безотрывного обтикания особенно на взлетно-посадочных режимах. Расчетные взлетно-посадочные характеристики проектируемого БПЛА при взлете и посадке по-самолетному позволят эксплуатировать его с небольших площадок, имеющих грунтовое покрытие. Увеличены время и дальность полетов.

Приведены результаты летных и наземных стендовых испытаний летающей модели самолета с исходным крылом и крылом с наддуваемой мягкой хвостовой частью. Предложена методика идентификации аеродинамических характеристик летающей модели на основании данных объективного контроля автопилота. Выполнено сравнение полученных результатов с исходными характеристиками самолета. В ходе наземных стендовых испытаний выявлены особенности обтекания крыла с наддуваемой хвостовой частью, получены фактические деформации несущей поверхности предлагаемого типа, определены места начала отрыва потока на предлагаемой несущей поверхности. В ходе летных испытаний дана оценка характеристик устойчивости и управляемости летающей модели с крылом предлагаемого типа.

Розглянуто задачу щодо застосування струменевого закрилка на екраноплані з ціллю покращання його вагових, маневрених характеристик і параметрів стійкості. З одержаних результатів видно, що наявність екрана надає збільшення підіймальної сили, а струменевий закрилок покращує стійкість і керованість даного типу літального апарата.

Система повітряних сигналів (СПС) призначена для видачі основної пілотажної інформації на покажчики контрольно-вимірювальних приладів у кабіні літака та на бортові системи. Під безвідмовністю СПС розуміють властивість системи зберігати працездатність безперервно протягом деякого часу або деякого наробітку. Ця властивість є особливо важливою для об'єктів, відмова в роботі яких пов'язана з небезпекою для життя людей. У багатьох технічних системах визначальний параметр (ВП), який домінує як "найслабкіша ланка" з точки зору параметричної безвідмовності, тобто є кількісною мірою її якості, має властивість з часом змінюватися та виходити за допустимі межі. В СПС на базі частотних датчиків повітряного тиску таким ВП є частота вихідного сигналу датчиків. Актуальність дослідження полягає в тому, що розроблений метод надасть можливість знайти час до відмови СПС, що надасть змогу на практиці вчасно попередити відмови, а також керувати станом частотно-залежної системи, проводячи підрегулювання або змінюючи робочі режими такої системи. Мета дослідження - розробка методу аналізу параметричної безвідмовності СПС із частотними датчиками тиску для підвищення економічної ефективності відомих методів аналізу надійності. Об'єктом дослідження є параметрична надійність СПС. Предметом дослідження є система повітряних сигналів на базі частотних датчиків тиску. Новизна методу полягає в тому, що замість кількості досліджуваних об'єктів вперше використовується кількість інтервалів дослідження одного об'єкта, що значно підвищує економічну ефективність методу. Практичне застосування методу полягає в тому, що маючи інформацію про реальне значення часу досягнення ВП граничного значення на етапі проектування СПС з частотними датчиками тиску, можна експериментально визначати й аналітично розрахувати показники параметричної надійності системи, тобто зробити обгрунтований прогноз про працездатність у майбутньому.

Описана методика, которая обеспечивает создание математической модели упругого крыла под действием аэродинамической и массовой нагрузки, что позволяет описать взаимодействие крыла с потоком воздуха, в аналитическом виде. Показано ее применения для определения критической скорости дивергенции, упрощенного крыла самолета Ла-5 ФН.

Розглянуто елементарну теорію, що пояснює наявність неньютонівського коефіцієнта поновлення за співудару пружних тіл. Цей коефіцієнт, як показано, є меншим за одиницю. Коефіцієнт поновлення є, з одного боку, характеристикой фізичних властивостей дійсних тіл, що співударяються, а з іншої, характеризує перерозподіл кількості руху та, зазвичай, кінетичної енергії між тілами.

За допомогою аналітично-розрахункового методу проведено порівняння аеродинамічної якості та поздовжньої стійкості компоновок безпілотного літального апарата схеми "тандем" із від'ємним і нульовим кутами деградації - в останньому випадку з напливами на передньому крилі, а також із різними профілями на передньому та задньому крилах. Показано, що за від'ємного куту деградації схему можна використовувати в широкому діапазоні центрівок та оптимізувати для крейсерського режиму польоту (з нульовими балансувальними втратами) за збереження стійкості на великих кутах атаки. За нульового куту деградації система з напливами або з різними профілями також може бути стійкою в широкому діапазоні кутів атаки, але характеризується значними балансувальними втратами. Для їх уникнення можна використовувати профілі з додатним коефіцієнтом, однак це також призводить до втрати максимальної аеродинамічної якості.

Індекс рубрикатора НБУВ: О52-028.1

Шифр НБУВ: Ж66608 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Синтезирован адаптивный регулятор параметров движения беспилотного самолета на основании идентификационного подхода. Выполнено сравнение алгоритмов оценивания вектора состояния и параметров модели с использованием нелинейных и оптимальных наблюдателей. Исследована работа алгоритмов в условиях различной степени неопределенности. Для синтезированных регуляторов приведены результаты имитационного моделирования полета при действии ветра.

Розроблено структурну схему й алгоритм роботи активної лазерної системи детектування, здатну розпізнавати дорогу та об'єкти, що на ній знаходяться, працездатний в різні періоди доби та за різних погодних умов. Запропоновано та розроблено алгоритми зменшення швидкості та підготовки автомобіля до виконання повороту чи зміни напрямку руху з урахуванням неоднорідності покриття та безпечних параметрів руху. Синтезовано та змодельовано закони оптимального керування рухом автомобіля, досліджено їх точність і стабільність за впливу шумів і зміни параметрів системи. Синтезовано оптимальну за критерієм точності та швидкодії систему автоматичного керування і навігаційну систему для безпечного руху автомобіля.

Розглянуто згинні та власні коливання тришарової пластини на пружній основі. Для опису кінематики несучих шарів прийнято гіпотези Кірхгофа. Заповнювач розраховано з урахуванням деформацій згину. Реакцію основи описано моделлю Вінклера. Запропоновано числову методику розрахунку тришарових конструкцій.

Досліджено зміну міцності природніх матеріалів за умов повного циклу навантаження-розвантаження. Показано, що міцність природніх матеріалів не є постійною величиною. Зміна міцності природніх матеріалів залежить від часу та визначається діючими навантаженнями.

Індекс рубрикатора НБУВ: К948 + В213.336

Рубрики:

Гіроскопічні пристрої. Гіроскопи

Гіроскопічні системи з порожнинами, які заповнено рідиною

Шифр НБУВ: Ж66608 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Вивчено вплив змін температури на вихідні сигнали коріолісових вібраційних гіроскопів через перехресне демпфірування. Розроблено математичну модель температурних впливів, параметри якої ідентифіковано з використанням експериментальних даних. Запропоновано низькорівневу систему компенсації температурних похибок, роботу якої перевірено за допомогою реалістичного числового моделювання.

У процесі формування кінцево-елементних моделей (КЕМ) конструкції виникає завдання зниження часу проектування. Найбільш ефективно ці питання вирішуються за допомогою автоматизованих інформаційних технологій. Для успішної реалізації останніх потрібні алгоритми розв'язування поставлених задач, на підставі яких розробляються відповідні методи та засоби моделювання. Запропоновано алгоритм автоматизованого формування структури КЕМ силового шпангоута фюзеляжу. Розроблений алгоритм є універсальним, оскільки не залежить від конфігурації конкретної проектованої конструкції. Тому він може бути використаний під час проектування шпангоутів літаків різних класів.

Проаналізовано спрощені кінематичні рівняння руху по траєкторії наведення, що враховують вітер. Досліджено аналітичний розв'язок цих рівнянь і проаналізовано основні властивості траєкторій за самонаведення за допомогою методів прямого наведення, погоні та пропорційного наведення. У процеі порівняння траєкторій наведення проаналізовано характер зміни таких параметрів руху, як кути орієнтації вектора швидкості - кут нахилу траєкторії та курс, кут атаки, циліндричні та прямокутні координати. Проаналізовано вплив вітру на характер зміни цих параметрів за застосування різних методів самонаведення. Показано, що найбільші викривлення траєкторії і промах від дії вітру мають місце у разі застосування методу прямого наведення, в той час як за пропорційного наведення вплив вітру практично відсутній. Для підтвердження зроблених висновків наведено результати моделювання з застосуванням моделі, яку описано у попередніх роботах.

Проаналізовано похибки алгоритмів числового інтегрування кінематичних рівнянь твердого тіла та методи її зменшення. Зокрема, підтверджено, за умов наявності конічного руху, можливість подання простих за своєю структурою алгоритмів числового інтегрування на високій частоті дискретизації зі збереженням точності в порівнянні з більш точнішими та структурно складними алгоритмами, що реалізуються на нижчих частотах.