Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ЯВЛЕНИЕ ЛОКАЛЬНОГО БЛИЖНЕГО ПИКА МИНИМАЛЬНО НЕОБХОДИМОЙ СТАРТОВОЙ МАССЫ В ПРОЕКТИРОВАНИИ ТАКТИЧЕСКИХ И ЗЕНИТНЫХ УПРАВЛЯЕМИХ РАКЕТ
Get PDFДана стаття має на меті висвітлення явища локального ближнього піку мінімальної необхідної стартової маси тактичних і зенітних керованих ракет. Дане явище було виявлене автором під час дослідження областей оптимальних проектних рішень (проектних параметрів) для вказаних класів ракет. Це явище виникає під час проектування ракет вказаних класів мінімальної маси при наявності обмеження на мінімально допустиму кінцеву швидкість польоту на нульових або гранично малих висотах. Суть даного явища полягає у тому, що залежність мінімальної стартової маси від дальності при заданих обмеженнях не є монотонною і містить локальний максимум на деякій дальності польоту у «ближній» зоні дії та локальній мінімум на деякій дальності у «середній» зоні дії. Дослідження проводилось шляхом двокритеріальної оптимізації проектних параметрів вказаних класів ракет з одночасною оптимізацією траєкторій польоту за допомогою генетичного алгоритму. У розглянутому основному розрахунковому випадку мінімально необхідна (пікова) стартова маса при стрільбі на дальність 25 км аналогічна мінімально необхідній масі при стрільбі на дальність 80 км. Неврахування такої особливості залежності мінімально необхідної стартової маси від дальності польоту може призвести до того, що дальності в області розташування піку будуть для ракети недосяжні з мінімально необхідною кінцевою швидкістю. Для аналізу причин, що викликають дане явище додатково було розглянуто розрахунковий випадок польоту тактичної ракети на різні дальності за оптимальними з точки зору максимальної кінцевої швидкості траєкторіями. Отримані результати дозволили визначити причини виникнення явища локального ближнього піку мінімальної необхідної стартової маси. Дане явище необхідно обов’язково враховувати при проектуванні ракет розглянутих класів для забезпечення досяжності усього діапазону дальностей з виконанням заданих обмежень.The aim of this article is to highlight the phenomenon of the local close-range peak of the minimum required launch mass of tactical and surface to air guided missiles. This phenomenon was identified by the author during the study of the areas of optimal design solutions (design parameters) for these classes of missiles. This phenomenon occurs during the design of missiles of these classes of minimum mass in the presence of constrains on the minimum allowable terminal velocity at zero or extremely low altitudes. The essence of this phenomenon is that the dependence of the minimum launch mass on the range at given constraints is not monotonic and contains a local maximum at some close range and a local minimum at some "middle" range. The research was carried out by two-criterion optimization of design parameters of the specified classes of missiles with simultaneous optimization of flight trajectories using genetic algorithm. In the considered basic calculation case, the minimum required (peak) launch mass when shooting at a range of 25 km is similar to the minimum required mass when shooting at a range of 80 km. Failure to take into account this feature of the dependence of the minimum required launch mass on the flight range can lead to the fact that the distances in the location of the peak will be unattainable for the missile with the minimum required terminal velocity. To analyze the causes of this phenomenon, the calculated case of a tactical missile flying at different distances on optimal trajectories with maximum terminal velocity was additionally considered. The obtained results allowed to determine the causes of the phenomenon of local close-range peak of the minimum required launch mass. This phenomenon must be taken into account when designing missiles of the considered classes to ensure the reach of the entire span of range with the specified constrains.Цель данной статьи – освещение явления локального ближнего пика минимально необходимой стартовой массы тактических и зенитных управляемых ракет. Данное явление было обнаружено автором в ходе исследования областей оптимальных проектных решений (проектных параметров) для указанных классов ракет. Это явление возникает при проектировании ракет указанных классов минимальной массы при наличии ограничения на минимально допустимую конечную скорость полета на нулевых или предельно малых высотах. Суть данного явления заключается в том, что зависимость минимальной стартовой массы от дальности при заданных ограничениях не является монотонной и содержит локальный максимум при некоторой дальности полета в «ближний» зоне действия и локальной минимум при некоторой дальности в «средний» зоне действия. Исследование проводилось путем двукритериальной оптимизации проектных параметров ракет указанных классов с одновременной оптимизацией траекторий полета с помощью генетического алгоритма. В рассматриваемом основном расчетном случае минимально необходимая пиковая стартовая масса при стрельбе на дальность 25 км аналогична минимально необходимой массе при стрельбе на дальность 80 км. Неучет такой особенности зависимости минимально необходимой стартовой массы от дальности полета может привести к тому, что дальности в области расположения пика будут для ракеты недостижимы с минимально необходимой конечной скоростью. Для анализа причин, вызывающих данное явление, дополнительно были рассмотрены расчетный случай полета тактической ракеты на разные дальности по оптимальным с точки зрения максимальной конечной скорости траекториям. Полученные результаты позволили определить причины возникновения явления локального ближнего пика минимально необходимой стартовой массы. Данное явление необходимо обязательно учитывать при проектировании ракет рассматриваемых классов для обеспечения досягаемости всего диапазона дальностей с выполнением заданных ограничений
ЭФФЕКТИВНОСТЬ ИННОВАЦИОННОГО УПРАВЛЕНИЯ СТУПЕНЬЮ РАКЕТЫ - НОСИТЕЛЯ
Get PDFВсякий фактичний рух ступенів ракет-носіїв космічних апаратів є рух збурений. Важливе призначення системи керування рухом ступенів ракети полягає в забезпеченні необхідного наближення збурених значень параметрів руху ступенів ракет до значень припустимих. Забезпечення висловленого потребує витрат енергії (палива). Якість процесу керування ракетою характеризується значною кількістю показників, в тому числі кількістю енергії, яка витрачається на відпрацювання, в межах необхідного, збурень параметрів руху ступенів ракети. До нині алгоритми визначення зазначеної кількості енергії стосовно перших і космічних ступенів ракет практично не відрізняються. Успіхи розвитку технології, теорії і практики ракетно-космічного будування, створення сучасних систем керування з використанням цифрових обчислювальних машин з елементами штучного інтелекту, обумовлюють можливість удосконалення ракетно-космічних систем у важливому напрямку мінімізації непродуктивних витрат енергії (палива з баків ракети). В роботі, що пропонується, викладаються результати теоретичних досліджень щодо автоматичного регулювання значень параметрів збуреного руху космічного ступеня ракети – носія системою керування з реалізацією винаходів «Спосіб керування ступенем ракети – носія», «Спосіб керування ступенем ракети носія з асиметрією», «Спосіб комбінованого керування ступенем ракети», захищених відповідними патентами України. Обґрунтовуються позитивні ефекти, обумовлені застосуванням зазначених інноваційних способів керування. В основу названих винаходів покладені результати аналізу особливостей збуреного руху космічних ступенів ракет-носіїв: космічні ступені ракет-носіїв рухаються поза щільними шарами атмосфери, збурення параметрів руху ступенів характеризуються як постійно обновлювані і неодноразово миттєво утворювані протягом часу польоту ступеня. Постійно обновлювані збурення обумовлюються масовою асиметрією ступеня, значення якої нині можна регулювати в автоматичному режимі сучасним цифровим приводом; миттєво утворювані збурення обумовлюються неодноразовими програмними просторовими маневрами космічних ступенів ракет. Ці збурення з необхідною якістю вимірюються сучасними вимірювальними приладами, що відкриває можливість оптимального за витратами енергії відпрацювання зазначених збурень. Обґрунтовуються позитивні, спрямовані на мінімізацію витрат енергії ефекти від застосування названих інноваційних способів керування ступенями ракет. Наведені кількісні оцінки зазначених ефектів, визначені стосовно ракети, близької за параметрами до ракети-носія легкого класу «Циклон-4» розробки ДКБ «Південне». Матеріали роботи доповнюють науково-методичну базу проектування зразків ракетно-космічної техніки.Any actual movement of the stages of spacecraft carrier rockets is a disturbed movement. An important purpose of missile stage control systems is to ensure that the perturbed values of the parameters of the motion of the stages approach the permissible values. Providing this requires energy (fuel from the rocket tanks). The quality of the missile control process is characterized by a significant number of indicators, including the amount of energy (fuel) spent on testing, within the limits of the necessary, perturbations of the motion parameters. Until now, the algorithms for determining the specified amount of energy in relation to the first and space stages of rockets practically do not differ. The advances in the development of technology, theory and practice of creating rocket and space systems, modern control systems using digital computers with elements of artificial intelligence, will make it possible to improve the models of rocket and space technology in the important direction of minimizing the overhead consumption of fuel from the rocket tanks. The proposed work presents the results of theoretical studies of the problems of automatic regulation of the values of the parameters of the disturbed movement of the space stage of the launch vehicle by the control system with the implementation of the inventions "Method for controlling the stage of the launch vehicle", "Method for controlling the stage of the launch vehicle with asymmetry", protected by the corresponding patents of Ukraine. The positive effects due to the application of these innovations are substantiated. The above inventions are based on the results of the analysis of the peculiarities of the perturbed motion of the space stages of launch vehicles, taking into account the latest achievements of rocket and space science and technology: the space stages of launch vehicles move outside the dense layers of the atmosphere, the perturbations of the parameters of the movement of the stages are characterized as such that they are constantly updated and such that are repeatedly instantaneously formed during the flight time of the degree. Constantly updated perturbations are caused by the mass asymmetry of the degree, the value of which can now be automatically controlled by a modern digital drive; Instantly generated perturbations are caused by repeated programmed space maneuvers of the Cosmin rocket stages. These disturbances with the required quality are measured by modern measuring instruments, which opens up the possibility of optimal energy consumption for working out these disturbances. The paper substantiates the positive effects aimed at minimizing energy consumption from the use of the above-mentioned innovative ways of controlling the rocket stages. The given quantitative estimates of the indicated effects, determined with respect to the rocket, close in parameters to the carrier rocket of the light class "Cyclone-4" developed by the State Design Bureau "Yuzhnoye".Всякое фактическое движение ступеней ракет-носителей космических аппаратов является движением возмущенным. Важное назначение систем управления ступеней ракет заключается в обеспечении необходимого приближения возмущенных значений параметров движения ступеней к значениям допустимым. Обеспечение этого требует затрат энергии (топлива из баков ракеты). Качество процесса управления ракетой характеризуется значительным количеством показателей, в том числе количеством энергии (топлива), затрачиваемой на отработку, в границах необходимого, возмущений параметров движения. До настоящего времени алгоритмы определения указанного количества энергии применительно к первым и космическим ступеням ракет практически не отличаются. Успехи развития технологии, теории и практики создания ракетно-космических систем, современных систем управления с использованием цифровых вычислительных машин с элементами искусственного интеллекта, реализуют возможность совершенствования образцов ракетно-космической техники в важном направлении минимизации непроизводительных затрат топлива из баков ракеты. В предлагаемой работе излагаются результаты теоретических исследований проблем автоматического регулирования значений параметров возмущенного движения космической ступени ракеты - носителя системой управления с реализацией изобретений «Способ управления ступенью ракеты - носителя», «Способ управления ступенью ракеты - носителя с асимметрией», «Способ комбинированного управления ступенью ракеты», защищенных соответствующими патентами Украины. Обосновываются положительные эффекты, обусловленные применением указанных инноваций. В основу названных изобретений положены с учетом последних достижений ракетно-космической науки и техники результаты анализа особенностей возмущенного движения космических ступеней ракет-носителей: космические ступени ракет-носителей двигаются вне плотных слоев атмосферы, возмущения параметров движения ступеней характеризуются как такие, что постоянно обновляются и такие, что неоднократно мгновенно образуются в течение времени полета ступени. Постоянно обновляемые возмущения обуславливаются массовой асимметрией ступени, значение которой в настоящее время можно регулировать в автоматическом режиме современным цифровым приводом; мгновенно образуемые возмущения обуславливаются неоднократными программными пространственными маневрами космических ступеней ракет. Эти возмущения с необходимым качеством измеряются современными измерительными приборами, что открывает возможность оптимальной по затратам энергии отработки указанных возмущений. Обосновываются положительные, направленные на минимизацию затрат энергии эффекты от применения названных инновационных способов управления ступенями ракет. Приведены количественные оценки указанных эффектов, определенные относительно ракеты, близкой по параметрам ракеты-носителя легкого класса «Циклон-4» разработки ГКБ «Южное». Представленные материалы исследований дополняют научно-методическую базу создания образцов ракетно-космической техники
МЕТОДИКА ВИБОРУ ДВИГУНІВ-МАХОВИКІВ КОСМІЧНИХ АПАРАТІВ ДЛЯ ПРОВЕДЕННЯ СТЕРЕОЗЙОМКИ
Get PDFРозглядається задача визначення динамічних параметрів кутового руху КА ДЗЗ для забезпечення процесу проведення стереозйомки об'єктів на Землі на 1 витку і вибір вимог до двигунів-маховиків (ДМ). Процес стереозйомки об'єкта може здійснюватися за кілька витків, при цьому істотно знижується оперативність одержуваної інформації, а може відбуватися і протягом одного витка. При проведенні зйомки протягом одного витка і малих допустимих кутах розвороту КА в методиках не наводиться яким чином визначається час переорієнтації в залежності від орбіти КА. Припустимо також, що при підльоті до об'єкта КА зорієнтований щодо надира під кутом β і має відповідну кутову швидкість, що забезпечує його рух по орбіті з заданим кутом відхилення від надира по орбіті, тобто попередньо орієнтований для проведення першої зйомки. Зазвичай кут β вибирають в межах 10 – 15о. При збільшенні цього кута з-за зміни дальності до об'єкта виявляються труднощі з обробки інформації та її масштабування. Розроблено методичне забезпечення щодо вибору ДМ КА на проектних стадіях, що враховує характеристики КА, висоту орбіти і допустимі кути стереозйомки, і дозволяє здійснювати режим стереозйомки на одному витку. Встановлено залежності між керуючим моментом ДМ, характеристиками КА і кутами його розвороту в процесі стереозйомки. Розроблено рекомендації щодо вибору ДМ для здійснення режиму стереозйомки на одному витку. Проведено моделювання процесу кутового руху КА в процесі стереозйомки, завдяки якому оцінені зміни вимог до вибору ДМ для різних КА, різних орбіт і різних допустимих кутів стереозйомки.The problem of dynamic parameters of earth observation satellite angular motion is described. The process of Earth surface objects stereo imaging per 1 orbital period and flywheels requirements for it is considered. Stereo imaging process can be performed in two cases. In the first one - during several orbital periods, but with the significantly reduced efficiency of the received information. In the second case - the stereo imaging process can be carried out in one orbital period. In the second case, within one orbital period and small reasonable attitude angles, there is no information about determination of the time of spacecraft reorientation depending on its orbit in the existing methodologies. Let suppose that when a spacecraft is approaching the target of imaging (earth surface object) it is oriented relative to the nadir at an angle β and the corresponding angular velocity. This angular velocity ensures spacecraft orbital movement with a given deviation angle from nadir, thus the spacecraft is preliminary oriented for the first survey. Usually, the angle β is chosen in the range of 10-15⁰. It could be increased due to changing distance to survey target but the difficulties of information processing and scaling appear. The methodology of selecting flywheels on project stages is developed. This methodology takes into account the spacecraft characteristics, orbit height and acceptable survey angles. It allows the stereo imaging survey in one orbital period. The dependencies of flywheel control torque, spacecraft characteristics and stereo imaging survey attitude angles are established. The recommendations of selecting flywheels for stereo imaging survey in one orbital period are developed. Simulation of spacecraft attitude control process in stereo imaging survey was carried out. According to this simulation the changes in requirements to flywheels for different spacecrafts, orbits and acceptable survey angles were estimated.Рассматривается задача определения динамических параметров углового движения КА ДЗЗ для обеспечения процесса проведения стереосъемки объектов на Земле на 1 витке и выбор требований к двигателям-маховикам (ДМ). Процесс стереосъемки объекта может осуществляться за несколько витков, при этом существенно понижается оперативность получаемой информации, а может происходить и в течение одного витка. При проведении съемки в течение одного витка и малых допустимых углах разворота КА в методиках не приводится каким образом определяется время переориентации в зависимости от орбиты КА. Предположим также, что при подлете к объекту КА сориентирован относительно надира под углом β и имеет соответствующую угловую скорость, обеспечивающую его движение по орбите с заданным углом отклонения от надира по орбите, т.е. предварительно ориентирован для проведения первой съемки. Обычно угол β выбирают в пределах 10 – 15о. При увеличении этого угла из-за изменения дальности до объекта проявляются трудности по обработке информации и ее масштабирования. Разработано методическое обеспечение по выбору ДМ КА на проектных стадиях, учитывающее характеристики КА, высоту орбиты и допустимые углы стереосъемки, и позволяющее осуществлять режим стереосъемки на одном витке. Установлены зависимости между управляющим моментом ДМ, характеристиками КА и углами его разворота в процессе стереосъемки. Разработаны рекомендации по выбору ДМ для осуществления режима стереосъемки на одном витке. Проведено моделирование процесса углового движения КА в процессе стереосъемки, благодаря которому оценены изменения требований к выбору ДМ для разных КА, разных орбит и разных допустимых углов стереосъемки
ОПТИМИЗАЦИЯ ТРАЕКТОРИЙ ДВИЖЕНИЯ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНЫХ МОБИЛЬНЫХ РОБОТОВ ПРИ ДИСТАНЦИОННОМ ЗОНДИРОВАНИИ ЗЕМЕЛЬ ЛЕСНОГО ФОНДА
Get PDFРобота присвячена вибору оптимальних траєкторій руху інтелектуальних мобільних роботів (ІМР) з автономною системою пересування і навігації при дистанційному зондуванні земель лісового фонду. Це завдання є актуальною при використанні мобільних роботів з обмеженим часом роботи. Вона має безліч практичних застосувань, зокрема, при моніторингу, фотозйомки, картографуванні, охоронному патрулювання лісового фонду, також при організації роботи автоматизованих складських приміщень. Розглянута задача є оптимизационной; цільовою функцією є сума переміщень об'єктів (ІМР) до місць виконання завдання. Для вирішення завдання використовується перетворення матриці переміщень, що дозволяє в результаті отримати розподіл об'єктів по точках мети з найменшим сумарним переміщенням і в необхідному для подальшого використання форматі. Для вирішення завдання розроблений алгоритм з попередніми розбиттям на підсистеми. На основі математичної моделі руху ІМР розраховані траєкторії руху для оптимального розподілу об'єктів по місцях роботи. Аналіз отриманих результатів математичного моделювання процесу показує істотну економію часу при переміщенні об'єктів до місця і, відповідно, збільшення часу роботи. Розроблений алгоритм і програмний модуль надають можливість оптимізувати розподіл інтелектуальних мобільних роботів, які проводять облік лісових ресурсів, в результаті, отримувати об'єктивну інформацію про стан лісових фондів. Програма призначена для використання при моніторингу, фотозйомки лісових масивів. Програмний блок реалізований у вигляді окремого модуля для інтегрування в геоінформаційну систему.The work is devoted to the choice of optimal trajectories of movement of intelligent mobile robots (IMR) with an autonomous system of movement and navigation during remote sensing of forest lands. This task is relevant when using mobile robots with limited operating time. It has many practical applications, in particular, in monitoring, photography, mapping, security patrolling of the forest fund, as well as in organizing the work of automated storage facilities. The considered problem is optimization; the target function is the sum of displacements of objects (WRI) to the locations of the task. To solve the problem, the transformation of the displacement matrix is used, which allows, as a result, to obtain the distribution of objects by target points with the least total displacement and in the format necessary for further use. To solve the problem, an algorithm has been developed with a preliminary division into subsystems. On the basis of the mathematical model of the IMR movement, the trajectories of movement are calculated for the optimal distribution of objects at work places. Analysis of the obtained results of mathematical modeling of the process shows a significant saving in time when moving objects to the place and, accordingly, an increase in operating time. The developed algorithm and software module provide an opportunity to optimize the distribution of intelligent mobile robots that record forest resources, as a result, to obtain objective information about the state of forest funds. The program is intended for use in monitoring, photographing forests. The software block is implemented as a separate module for integration into a geographic information system.Работа посвящена выбору оптимальных траекторий движения интеллектуальных мобильных роботов (ИМР) с автономной системой передвижения и навигации при дистанционном зондировании земель лесного фонда. Эта задача является актуальной при использовании мобильных роботов с ограниченным временем работы. Она имеет множество практических применений, в частности, при мониторинге, фотосъёмке, картографировании, охранном патрулирование лесного фонда, также при организации работы автоматизированных складских помещений. Рассмотренная задача является оптимизационной; целевой функцией служит сумма перемещений объектов (ИМР) к местам выполнения задания. Для решения задачи используется преобразование матрицы перемещений, что позволяет в результате получить распределение объектов по точкам цели с наименьшим суммарным перемещением и в необходимом для дальнейшего использования формате. Для решения задачи разработан алгоритм с предварительным разбиением на подсистемы. На основе математической модели движения ИМР рассчитаны траектории движения для оптимального распределения объектов по местам работы. Анализ полученных результатов математического моделирования процесса показывает существенную экономию времени при перемещении объектов к месту и, соответственно, увеличение времени работы. Разработанный алгоритм и программный модуль предоставляют возможность оптимизировать распределение интеллектуальных мобильных роботов, проводящих учет лесных ресурсов, в результате, получать объективную информацию о состоянии лесных фондов. Программа предназначена для использования при мониторинге, фотосъёмке лесных массивов. Программный блок реализован в виде отдельного модуля для интегрирования в геоинформационную систему
ОЧИСТКА ВОД В УСЛОВИЯХ КОСМОСА
Get PDFThe life support system of the International Space Station must include the provision of drinking water to the crew and the treatment and disposal of wastewater. The cost of water delivery to the ISS is very high, so it is necessary to improve the technological schemes of wastewater treatment in space in order to reuse water in a complete closed cycle. The studies were performed based on the analysis of Ukrainian and foreign scientific sources and reporting data on the specifics of water use at space stations and the treatment methods of the used waters (wastewaters). In addition to international experience, our own research was used to develop a technology for wastewater treatment in space. The authors of the article analyzed the operation of existing wastewater treatment facilities in space and made recommendations for their use at the ISS. The developed technology for the treatment of wastewater and drinking water in zero-gravity (space) is based on the use of various reactors. They can be made of various materials (metal, plastic, etc.); they do not contain non-standard equipment that requires factory manufacturing. Compactness, complete tightness and small dimensions of bio- and physicochemical reactors allow them to be installed within the ISS. The cleaning process is easy to manage and can be fully automated. Water problems are central to the whole world, including in space. The ISS should have a system for the wastewater treatment and their closed use, since the supply of new water to stations significantly increases the cost of space exploration. Quality water is the health and well-being of people in space. Since there is no gravity in space, centrifugal forces (centrifuges) must be used to separate suspended particles from water. A comprehensive review of the issues related to wastewater treatment in space, allows us to conclude that it is necessary to regenerate water at International space stations (ISS). Indeed, to ensure the life support of the astronauts, a colossal amount of water is required, and its delivery to the ISS from the Earth is expensive.Система життєзабезпечення Міжнародної космічної станції обов’язково включає забезпечення екіпажу водою питної якості та очистку і знешкодження стічних вод. Вартість доставки води до МКС дуже висока, тому необхідно вдосконалювати технологічні схеми очищення стічних вод в умовах космосу з метою повторного використання води в повному замкненому циклі. Дослідження виконані на підставі аналізу українських і зарубіжних наукових джерел і звітних даних про специфіку використання води на космічних станціях і способах очищення стічних вод. Для розробки технології очищення стічних вод в умовах космосу, окрім світового досвіду, використані власні дослідження. Автори статті провели аналіз роботи існуючих споруд по очищенню стічних вод в умовах космосу і представили рекомендації по їх використанню на МКС. Розроблена технологія для очищення стічних і питних вод в умовах невагомості (космосу) ґрунтується на використанні реакторів. Реактори можуть бути виконані з різних матеріалів (метал, пластик та ін.), вони не містять нестандартного устаткування, яке вимагає заводського виготовлення. Компактність, повна герметичність і невеликі габарити біо- і фізико-хімічних реакторів дозволяють встановлювати їх в межах МКС. Процес очищення простий в управлінні і може бути повністю автоматизований. Водні проблеми є головними у всьому світі, у тому числі і в умовах космосу. На МКС має бути передбачена система по обробці стічних вод та їх замкнутого використання, оскільки постачання станцій новою водою значно збільшує вартість освоєння космічного простору. Якісна вода - це здоров’я і благополучна робота людей в умовах космосу. Оскільки в космосі відсутня гравітація, для відділення зважених речовин від води треба використовувати відцентрові сили (центрифуги). Комплексний розгляд питань, що пов’язані з очищенням стічних вод в умовах космосу, дозволяє зробити висновок про необхідність регенерації води на Міжнародних космічних станціях (МКС). Адже для забезпечення життєдіяльності космонавтів потрібно колосальну кількість води, а її доставка на МКС із Землі є дуже дорогою.Система жизнеобеспечения Международной космической станции обязательно включает в себя обеспечение экипажа водой питьевого качества, очистку и обезвреживание сточных вод. Стоимость доставки воды в МКС очень высока, поэтому необходимо совершенствовать технологические схемы очистки сточных вод в условиях космоса с целью повторного использования воды в полном замкнутом цикле. Исследования выполнены на основании анализа украинских и зарубежных научных источников и отчетных данных о специфике использования воды на космических станциях и способах очистки сточных вод. Для разработки технологии очистки сточных вод в условиях космоса кроме мирового опыта использованы собственные исследования. Авторы статьи провели анализ работы существующих построек по очистке сточных вод в условиях космоса и представили рекомендации по их использованию на МКС. Разработанная технология для очистки сточных и питьевых вод в условиях невесомости (космоса) основывается на использовании реакторов. Реакторы могут быть выполнены из различных материалов (металл, пластик и др.), они не содержат нестандартного оборудования, требующего заводского изготовления. Компактность, полная герметичность и небольшие габариты био- и физико-химических реакторов позволяют устанавливать их внутри МКС. Процесс очистки прост в управлении и может быть полностью автоматизирован. Водные проблемы главны во всем мире, в том числе и в условиях космоса. На МКС должна быть предусмотрена система по обработке сточных вод и их замкнутому использованию, поскольку снабжение станций новой водой значительно увеличивает стоимость освоения космического пространства. Качественная вода – это здоровье и благополучная работа людей в условиях космоса. Поскольку в космосе отсутствует гравитация, для отделения взвешенных веществ от воды следует использовать центробежные силы (центрифуги). Комплексное рассмотрение вопросов, связанных с очисткой сточных вод в условиях космоса, позволяет заключить необходимость регенерации воды на Международных космических станциях (МКС). Ведь для обеспечения жизнедеятельности космонавтов нужно колоссальное количество воды, а ее доставка на МКС с Земли очень дорогая
ЧЕРГОВИЙ КРОК МОЛОДІ ДО НОВИХ КОСМІЧНИХ ДОСЯГНЕНЬ
Get PDFТрадиційною подією у науковому житті України щорічно стає Міжнародна молодіжна науково-практична конференція «Людина і космос», яку проводять під егідою Міжнародної федерації астронавтики Національний центр аерокосмічної освіти молоді ім. О. М. Макарова, Дніпровський національний університет ім. Олеся Гончара, ДП «Конструкторське бюро «Південне» ім. М. К. Янгеля та інші установи і навчальні заклади аерокосмічного профілю України та зарубіжжя.
Ініціаторами щорічного проведення молодіжної науково-практичної конференції «Людина й космос» виступили Національний центр аерокосмічної освіти молоді ім. О. М. Макарова, Державне космічне агентств України (ДКАУ), Національна академія наук України (НАНУ), Міністерств освіти й науки України.Традиційною подією у науковому житті України щорічно стає Міжнародна молодіжна науково-практична конференція «Людина і космос», яку проводять під егідою Міжнародної федерації астронавтики Національний центр аерокосмічної освіти молоді ім. О. М. Макарова, Дніпровський національний університет ім. Олеся Гончара, ДП «Конструкторське бюро «Південне» ім. М. К. Янгеля та інші установи і навчальні заклади аерокосмічного профілю України та зарубіжжя.
Ініціаторами щорічного проведення молодіжної науково-практичної конференції «Людина й космос» виступили Національний центр аерокосмічної освіти молоді ім. О. М. Макарова, Державне космічне агентств України (ДКАУ), Національна академія наук України (НАНУ), Міністерств освіти й науки України.Традиційною подією у науковому житті України щорічно стає Міжнародна молодіжна науково-практична конференція «Людина і космос», яку проводять під егідою Міжнародної федерації астронавтики Національний центр аерокосмічної освіти молоді ім. О. М. Макарова, Дніпровський національний університет ім. Олеся Гончара, ДП «Конструкторське бюро «Південне» ім. М. К. Янгеля та інші установи і навчальні заклади аерокосмічного профілю України та зарубіжжя.
Ініціаторами щорічного проведення молодіжної науково-практичної конференції «Людина й космос» виступили Національний центр аерокосмічної освіти молоді ім. О. М. Макарова, Державне космічне агентств України (ДКАУ), Національна академія наук України (НАНУ), Міністерств освіти й науки України
ЗАКОН РЕГУЛИРОВАНИЯ И ПОКАЗАТЕЛИ СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ
Get PDFДо основних показників системи стабілізації руху ракети прийнято відносити запас стійкості і точність, а також вимога до потужності виконавчого пристрою. Запас стійкості кількісно можна оцінити як відстань робочої точки у просторі коефіцієнтів закону регулювання до межі області стійкості і як запас за амплітудою і фазою частотної характеристики. В цій роботі він визначений на площині коренів характеристичного поліному як відстань від уявної осі комплексної площини до найближчого кореня. Для оцінки точності стабілізації вибрана приведена статична похибка кута рискання. Вимоги до потужності виконавчого пристрою визначаються як робота еквівалентного рульового органу на перехідному процесі компенсації постійного збурення. В умовах конкурентного середовища є необхідність вдосконалення методики встановлення залежності названих показників від параметрів ракети і закону регулювання. Об’єктом дослідження є система стабілізації плоского обертального руху ракети, предметом дослідження є точність, запас стійкості і приведена робота виконавчого пристрою на перехідному процесу компенсації збурення залежно від параметрів контуру управління. Мета полягає у розробці алгоритму встановлення залежності названих показників від наявності в законі регулювання доданків, пропорційних куту і кутовій швидкості еквівалентного рульового органу. Прийнята лінійна стаціонарна в околі певної точки траєкторії модель плоского обертального руху ракети із врахуванням інерції виконавчого пористою. Для випадку, коли з чотирьох координат вектору стану в законі регулювання враховуються тільки два, встановлені обмеження зверху запасу стійкості від параметрів виконавчого пристрою і діапазон розташування коренів характеристичного поліному на прямій, паралельній уявній осі комплексної площини. Для варіанту, у якому в законі регулювання беруться до уваги всі координати вектору стану, розроблений алгоритм оптимізації запасу стійкості і статичної похибки стабілізації. Оцінка вимоги до потужності виконавчого пристрою отримана з використанням моделі еквівалентного рульового органу у вигляді коливальної ланки, параметрами якої є жорсткість, коефіцієнт демпфування і момент інерції. Показано, що від розташування двох заданих коренів на прямій, паралельній уявній осі комплексної площини, залежать похибка стабілізації і вимога до потужності виконавчого пристрою без зміни запасу стійкості. Шляхом моделювання встановлено, що врахування в законі регулювання кута і кутової швидкості еквівалентного рульового органу виконавчого пристрою може дати покращення вибраних показників системи на 10 – 20 %. Матеріали роботи доповнюють методичну базу проектування системи стабілізації ракети.The main indicators of the rocket stabilization system include the margin of safety and accuracy, as well as the requirement for the power of the executive device. The margin of stability can be quantified as the distance of the operating point in the space of the coefficients of the law of control to the boundary of the region of stability and as a margin for the amplitude and phase of the frequency response. In this work, it is defined on the plane of the roots of a characteristic polynomial as the distance from the imaginary axis of the complex plane to the nearest root. To estimate the accuracy of stabilization, the reduced static error of the yaw angle is chosen. Power requirements for the actuator are defined as the operation of the equivalent steering in the transient process of constant disturbance compensation. In a competitive environment, there is a need to improve the methodology for establishing the dependence of these indicators on the parameters of the missile and the law of control. The object of the study is the system of stabilization of the plane rotational motion of the rocket, the subject of the study is the accuracy, margin of safety and the work of the executive device on the transient process of disturbance compensation depending on the control circuit parameters. The aim is to develop an algorithm for establishing the dependence of these indicators on the presence in the law of regulation of terms proportional to the angle and angular velocity of the equivalent steering gear. A linear stationary model of the plane rotational motion of a rocket in the vicinity of a certain point of the trajectory with taking into account the inertia of the executive device is adopted. For the case when only two of the four coordinates of the state vector are taken into account in the law of control, the restriction from above of the stability margin from the parameters of the actuator and the range of roots of the characteristic polynomial on a straight, parallel imaginary axis of the complex plane are set. For the variant in which all coordinates of the state vector are taken into account in the law of control, the algorithm of optimization of a margin of stability and a static error of stabilization is developed. The estimation of the power requirement of the executive device is obtained using the model of the equivalent steering body in the form of an oscillating link, the parameters of which are stiffness, damping coefficient and moment of inertia. It is shown that the stabilization error and the power requirement of the executive device without changing the stability margin depend on the location of two given roots on the straight, parallel imaginary axis of the complex plane. By simulation it is established that taking into account in the law of control of an angle and angular speed of an equivalent steering gear of the executive device can give improvement of the chosen indicators of system by 10 - 20%. The materials of the work supplement the methodological basis of the missile stabilization system design.К основным показателям системы стабилизации движения ракеты принято относить запас устойчивости и точность, а также требование к мощности исполнительного устройства. Запас устойчивости количественно можно оценить, как расстояние рабочей точки в пространстве коэффициентов закона регулирования до границы области устойчивости и как запас по амплитуде и фазе частотной характеристики. В этой работе он определен на плоскости корней характеристического полинома как расстояние от мнимой оси комплексной плоскости до ближайшего корня. Для оценки точности стабилизации выбрана приведенная статическая погрешность угла рыскания. Требования к мощности исполнительного устройства определяются как работа эквивалентного рулевого органа в переходном процессе компенсации постоянного возмущения. В условиях конкурентной среды становится актуальной необходимость совершенствования методики установления зависимости названных показателей от параметров ракеты и закона регулирования. Объектом исследования является система стабилизации плоского вращательного движения ракеты, предметом исследования является точность, запас устойчивости и приведенная работа исполнительного устройства на переходном процессе компенсации возмущения в зависимости от параметров контура управления. Цель заключается в разработке алгоритма установления зависимости названных показателей от наличия в законе регулирования слагаемых, пропорциональных углу и угловой скорости эквивалентного рулевого органа. Принята линейная стационарная в окрестности определенной точки траектории модель плоского вращательного движения ракеты с учетом инерции исполнительного устройства. Для случая, когда из четырех координат вектора состояния в законе регулирования учитываются только два, установлены ограничения сверху запаса устойчивости от параметров исполнительного устройства и диапазон расположения корней характеристического полинома на прямой, параллельной мнимой оси комплексной плоскости. Для варианта, в котором в законе регулирования принимаются во внимание все координаты вектора состояния, разработанный алгоритм оптимизации запаса устойчивости и статической погрешности стабилизации. Оценка требования к мощности исполнительного устройства получена с использованием модели эквивалентного рулевого органа в виде колебательного звена, параметрами которой является жесткость, коэффициент демпфирования и момент инерции. Показано, что от расположения двух заданных корней на прямой, параллельной мнимой оси комплексной плоскости, зависят погрешность стабилизации и требование к мощности исполнительного устройства без изменения запаса устойчивости. Путем моделирования установлено, что учет в законе регулирования угла и угловой скорости эквивалентного рулевого органа исполнительного устройства может дать улучшение выбранных показателей системы на 10 - 20%. Материалы работы дополняют методическую базу проектирования системы стабилизации ракеты
ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ СТЕНД ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫХ СИСТЕМ ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Get PDFЗапропоновано випробувальний стенд, що складається з трьох пар взаємно перпендикулярних котушок і блоку управління з програмним забезпеченням. Завданням стенду є імітація зміни магнітного поля Землі під час руху КА по орбіті для відпрацювання алгоритмів роботи системи кутової орієнтації і стабілізації космічного апарату. Система має шість незалежних котушок, які мають різні параметри в зв'язку з особливостями конструкції. У статті описаний розрахунок кількості витків і вибір діаметра дроту котушок, розрахунок струму і напруги живлення для підтримки потрібної кількості ампер-витків, вибір геометричної конфігурації і розрахунок геометричних параметрів котушок, а також структурну схему і опис блоку управління. Дана система здатна забезпечити напруженість поля в п'ять разів більше поля Землі. Ступінь неоднорідності модуля напруженості поля не перевищує 1% в сфері радіусом 150 мм, що відповідає розрахунковим даними. Блок управління підтримує ручне управління кожної пари котушок, змінюючи напруженість магнітного поля, також забезпечує стабілізацію по току і магнітному полю, використовуючи датчики струму і магнітометр, підвішений на штативі. Блок управління має захист по перевищенню струму і напруги, і також, захист від короткого замикання. Для управління реалізований стандартний інтерфейс USB, для підключення до персонального комп'ютера. Вихідні каскади блоку управління реалізовані за схемою Н-моста. Програмне забезпечення дозволяє управляти блоком управління в ручному і в автоматичному режимі, використовуючи модель магнітного поля Землі, тим самим імітуючи магнітне поле з огляду на характер руху космічного апарату, що дозволяє більш точно визначити характеристики системи кутової орієнтації і стабілізації.A test bench is proposed, consisting of three pairs of mutually perpendicular coils and a control unit with software. The task of the stand is to simulate the change in the Earth's magnetic field when the spacecraft moves in orbit in order to work out the algorithms for the operation of the angular orientation and stabilization system of the spacecraft. The system has six independent coils, which have different parameters due to the design features. The article describes the calculation of the number of turns and the choice of the diameter of the wire of the coils, the calculation of the current and supply voltage to maintain the required number of ampere-turns, the choice of the geometric configuration and the calculation of the geometric parameters of the coils, as well as the block diagram and description of the control unit. This system is capable of providing a field strength five times that of the Earth. The degree of inhomogeneity of the modulus of the field strength does not exceed 1% in a sphere with a radius of 150 mm, which corresponds to the calculated data. The control unit supports manual control of each pair of coils, changing the magnetic field strength, and also provides current and magnetic field stabilization using current sensors and a magnetometer suspended on a tripod. The control unit has overcurrent and overvoltage protection, as well as short circuit protection. The output stages of the control unit are implemented according to the H-bridge scheme. The software allows you to control the control unit in manual and automatic modes using the model of the Earth's magnetic field, thereby simulating the magnetic field, taking into account the nature of the spacecraft movement, which allows you to more accurately determine the characteristics of the angular orientation and stabilization system.Предложен испытательный стенд, состоящий из трех пар взаимно перпендикулярных катушек и блока управления с программным обеспечением. Заданием стенда является имитация изменения магнитного поля Земли при движении КА по орбите для отработки алгоритмов работы системы угловой ориентации и стабилизации космического аппарата. Система имеет шесть независимых катушек, которые имеют различные параметры в связи с особенностями конструкции. В статье описан расчет количества витков и выбор диаметра провода катушек, расчет тока и напряжения питания для поддержания нужного количества ампер-витков, выбор геометрической конфигурации и расчет геометрических параметров катушек, а также структурную схему и описание блока управления. Данная система способна обеспечить напряженность поля в пять раз больше поля Земли. Степень неоднородности модуля напряженности поля не превышает 1% в сфере радиусом 150 мм, что соответствует расчетным данным. Блок управления поддерживает ручное управление каждой пары катушек, изменяя напряженность магнитного поля, также обеспечивает стабилизацию по току и магнитному полю, используя датчики тока и магнитометр, подвешенный на штативе. Блок управления имеет защиту по превышению тока и напряжения, а таже защиту от короткого замыкания. Для управления реализован стандартный интерфейс USB, для подключения к персональному компьютеру. Выходные каскады блока управления реализованы по схеме Н-моста. Программное обеспечение позволяет управлять блоком управления в ручном и в автоматическом режиме, используя модель магнитного поля Земли, тем самым имитируя магнитное поле учитывая характер движения космического аппарата, что позволяет более точно определить характеристики системы угловой ориентации и стабилизации
ПРИМЕНЕНИЕ ИНФРАКРАСНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ ПРИ ИЗГОТОВЛЕНИИ СЕЛЕКТИВНОГО БАНДАЖА ДЛЯ НЕФТЯНОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
Get PDFВ роботі приділяється увага сучасній нафтогазовій промисловості України, яка майже щодня стикається з проблемою корозійного руйнування транспортних систем. При загальній потужності первинної переробки 51—54 млн т нафти на рік, нафтопроводи в процесі служби та безремонтного періоду роботи протягом 3-4 років підвергаються корозії. Останнім часом приділяється велика увага розробкам, пов’язаним із способами протикорозійного захисту нафтогазопроводів, прокладених у ґрунтах з різним ступенем мінералізації, у болотних, замулених ґрунтах, які містять сульфатредукуючі бактерії, шляхом розробки рецептури нових композицій антикорозійного покриття. Традиційно захист від ґрунтової, атмосферної та інших видів корозії забезпечують ефективним вибором ізоляційного покриття у поєднанні із катодним захистом (наприклад, рулонне поліетиленове покриття). Але результати цих розробок мають ряд недоліків. Оскільки, незабезпечені адгезійні та антикорозійні характеристики та складна технологія використання і висока вартість матеріалів. В роботі запропонована енергоекономна технологія ремонту нафтових трубопроводів діаметром 146 мм за допомогою бандажів із склопластику на основі склоткані RT800 та епоксидного сполучника з використанням селективного інфрачервоного випромінювання. Бандаж накладався на зразок трубопроводу за допомогою ручної викладки. З метою зменшення часу на ремонт трубопроводів, пропонується використання пристрою інфрачервоного випромінювання при полімеризації бандажу. Джерелом інфрачервоного випромінювання виступають галогенні лампи, інерційність яких складає 6 секунд. Під час випробувань внутрішнім тиском трубопровід з бандажем втратив герметичність при величині внутрішнього тиску, що дорівнює близько 7,6-8,0 МПа, це у 5 разів перевищує величину робочого тиску нафтопроводів діаметром 146 мм, що дорівнює 1,5 МПа.Paper is focused on current oil industry of Ukraine, which almost every day faces with problem of corrosion destruction of transportation system. With a total capacity of initial processing of 51-54 million tonnes of oil per year, the pipelines are corroded for 3-4 years during the maintenance-free service life. Lately, much attention is given to developments, related to anticorrosion protection methods of oil-and-gas pipelines, run in soil with different level of mineralization, in swamp, uliginous soils, containing sulfate-reducing bacteria, using development of mix of new composition of corrosion-resistant coating. Traditionally, the ground, atmospheric and other types of corrosion protection provide with effective selection of insulation coating in combination with cathodic protection (e.g. rolled plastic covering). However, the results of these developments have a variety of disadvantages, since the adhesion and corrosion-resistant characteristics as well as complicate technology of using and high price of materials are uncovered. The work offers energy-efficient technology for repairing oil pipelines with a diameter of 146 mm using, bandages made of glassplastic on the basis of fiberglass RT 800 and epoxy connector using selective infrared radiation. Bandage was applied on the model of pipeline with hand lay-up. To reduce for pipeline repairs it is proposed to use device with infrared rays during polymerization bandage. The source of infrared radiation is halogen lamps, inertia of which is six seconds. During testing with internal pressure, pipeline with bandage lost impermeability at value of internal pressure, which is equal about 7.6-8.0 MPa. This is 5 times higher than operational pressure of pipeline with diameter of 146 mm which is equal 1.5 MPa.В работе уделяется внимание современной нефтегазовой промышленности Украины, которая почти ежедневно сталкивается с проблемой коррозионного разрушения транспортных систем. При общей мощности первичной переработки 51-54 млн т нефти в год, нефтепроводы в процессе службы и безремонтного периода работы в течение 3-4 лет подвергаются коррозии. В последнее время уделяется большое внимание разработкам, связанным со способами противокоррозионной защиты нефтегазопроводов, проложенных в грунтах с различной степенью минерализации, в болотных, заиленных грунтах, содержащих сульфатредуцирующими бактерии, путем разработки рецептуры новых композиций антикоррозионного покрытия. Традиционно защита от почвенной, атмосферной и других видов коррозии обеспечивают эффективным выбором изоляционного покрытия в сочетании с катодной защитой (например, рулонное полиэтиленовое покрытие). Но результаты этих разработок имеют ряд недостатков. Поскольку необеспеченные адгезионные и антикоррозионные свойства, сложная технология использования и высокая стоимость материалов. В работе предложена энергосберегающая технология ремонта нефтяных трубопроводов диаметром 146 мм с помощью бандажей из стеклопластика на основе стеклоткани RT800 и эпоксидного связующего с использованием инфракрасного селективного излучения. Бандаж накладывался на образец трубопровода с помощью ручной выкладки. С целью уменьшения времени на ремонт трубопроводов, предлагается использование устройства инфракрасного излучения при полимеризации бандажа. Источником инфракрасного излучения выступают галогенные лампы, инерционность которых составляет 6 секунд. Во время испытаний внутренним давлением трубопровод с бандажом потерял герметичность при величине внутреннего давления, что составляет около 7,6-8,0 МПа, это в 5 раз превышает величину рабочего давления нефтепроводов диаметром 146 мм, что равно 1,5 МПа
ЭФФЕКТИВНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРОНШТЕЙНА САМОЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ТОПОЛОГИЧЕСКОЙ ОПТИМИЗАЦИИ И АДДИТИВНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ
Get PDFThe design of an aircraft must always meet opposite criteria. On the one hand, the structure must be strong, rigid, stable and at the same time to have the least weight. The design requirements listed above in modern conditions must be complemented by the requirement of safety increasement of the crew in case of emergency. One of the possible solutions for ensuring safety is creation of structures capable of accumulating impact energy during an emergency landing of an aircraft. Additive technologies have fewer restrictions on the complexity of shape geometry than traditional ones. Modern methods of topological optimization make it possible to determine the direction of power flows in a structure. Based on this data, the optimal design is determined to take into account the requirements of working capacity and minimum weight. The combination of new technologies with topological optimization techniques allows to design parts more efficiently. The article discusses various options of using different approaches of material distribution in a given volume of a part. Topological optimization was performed using the variable density algorithm. This method is used to create a solid and lattice structure of a bracket for wing to fuselage joint of the ATR-42-300 aircraft. A comparison was made between the original bracket, the bracket with a solid structure and lattice structure obtained as a result of topology optimization method. The optimized design options are determined under the requirements of strength and minimum weight in working conditions. The estimation of the energy absorption by the bracket for all three variants of structures under the conditions of an emergency landing was carried out. For the first time, a comparison of the results of topological optimization for a lattice structure and solid structure model of material distribution was performed. The comparison of all options with each other showed that lattice structure is the best design. This type of structure allows to reduce the weight of the original structure by up to 60%. In addition to reducing weight, these structures increase the safety of the crew in case of emergency by increasing energy absorption on impact.При проектуванні конструкцій літальних апаратів завжди необхідно виконувати протилежні вимоги. Конструкції, з одного боку, повинні бути міцними, жорсткими, стійкими і одночасно мати найменшу вагу. Дані вимоги, в умовах сьогодення, доповнюються вимогою збільшення ймовірності безпеки екіпажу в аварійних умовах. Це можна реалізувати за рахунок створення конструкцій здатних акумулювати енергію удару при аварійному приземленні літака. Сучасні адитивні технології мають менше обмежень на складність геометрії форми ніж традиційні. Методи топологічної оптимізації дозволяють визначити напрямок силових потоків в конструкції, на основі яких можна визначити оптимальну конструкцію з урахуванням вимог працездатності і мінімуму ваги. Спільне використання нових технологій та методів топологічної оптимізації дозволяє реалізувати ефективне проектування деталей. В роботі розглянуто використання різних підходів до розподілення матеріалу в заданому об’ємі деталі. За рахунок топологічної оптимізації по алгоритму змінної густини побудовані суцільна та комірково-каркасна конструкція кронштейна кріплення крила літака ATR-42-300. Виконано порівняння трьох варіантів кронштейну: вихідної конструкції, суцільної та комірково-каркасної конструкції, отриманих методами топологічної оптимізації. Оптимізовані варіанти конструкції визначені з урахуванням вимог міцності і мінімуму ваги в робочих умовах експлуатації. Виконана оцінка поглинання енергії кронштейном для всіх трьох варіантів конструкції в умовах аварійного приземлення. Вперше виконано порівняння результатів топологічної оптимізації для комірково-каркасної і суцільної моделі розподілу матеріалу. Порівняння всіх варіантів між собою показало, що найкращими конструкціями являються комірково-каркасні. Вони дозволяють знизити вагу початкової конструкції до 60%. Окрім зниження ваги ці конструкції збільшують рівень безпеки екіпажу у випадку аварійної ситуації за рахунок збільшення енергії поглинання конструкцією ударного впливу.При проектировании конструкций летательных аппаратов всегда необходимо выполнять противоположные требования. Конструкции с одной стороны должны быть прочными, жесткими, устойчивыми и одновременно иметь наименьший вес. Данные требования, в условиях настоящих реалий, должны быть дополнены требованием увеличения вероятности безопасности экипажа в аварийных условиях. Это можно реализовать за счет создания конструкций, способных аккумулировать энергию удара при аварийной посадке самолета. Современные аддитивные технологии имеют меньше ограничений на сложность геометрии формы чем традиционные. Методы топологической оптимизации конструкции позволяют определить направление силовых потоков в конструкции, на основании чего, получить оптимальную конструкцию с учетом требований работоспособности и минимума веса. Совместное использование новых технологий с методами топологической оптимизации позволяет осуществлять эффективное проектирование деталей. В работе рассмотрено использование различных подходов к распределению материала в заданном объеме детали. За счет топологической оптимизации по алгоритму переменной плотности построены сплошная и ячеисто-каркасная конструкции кронштейна крепления крыла самолета ATR-42-300. Выполнено сравнение трех вариантов кронштейна: исходной конструкции для самолета, сплошной и ячеисто-каркасной конструкций, полученных методами топологической оптимизации. Оптимизированные варианты конструкции определены с учетом требований прочности и минимума веса в рабочих условиях эксплуатации. Выполнена оценка поглощения энергии кронштейном для всех трех вариантов конструкций для условий аварийной посадки. Впервые выполнено сравнение результатов топологической оптимизации для ячеисто-каркасной и сплошной модели распределения материала. Сравнение всех вариантов между собой показало, что наилучшими конструкциями являются ячеисто-каркасные. Они позволяют снизить вес исходной конструкции до 60%. Кроме уменьшения веса эти конструкции увеличивают уровень безопасности экипажа в случае аварийной ситуации за счет увеличения энергии поглощения конструкцией ударного воздействия