Представлены результаты оптимизации расположения конструктивно-силового набора крыла легкого самолетаPiper PA-28 для обеспечения требуемой работоспособности при минимальной массе. Задача оптимизации выполнялась в несколько этапов: на первом были определены аэродинамические нагрузки на крыло с учетом шести расчетных случаев при полете; на втором - рассмотрены комбинации 45 вариантов расположения конструктивно-силового набора из углепластика для достижения минимальных прогиба и массы крыла, а также установлен оптимальный; на третьем - получены коэффициенты запаса для элементов конструктивно-силового набора для данного варианта при действии аэродинамических нагрузок и решены задачи квазистатики, устойчивости конструкции. Оптимальные варианты выбирались из множества Парето-эффективных решений на основе минимального расстояния до идеального центра. Оптимальным был признан вариант с расстоянием между нервюрами 550 мм и расположением лонжеронов на 25 и 60 % от длины хорды крыла, что позволяет снизить массу на 22,92 %, а прогиб - на 29,06 %.
Проведен анализ существующих конечно-элементных моделей сварных и заклепочных соединений, применяемых в расчетах на ударное нагружение. Представлена разработанная усовершенствованная модель соединения на основе балочных элементов, учитывающая влияние скорости деформации на процесс разрушения. Определены и обоснованы параметры модели на основе комплекса экспериментальных данных, полученных при различных скоростях нагружения. Выполнено сравнение преимуществ и недостатков предложенной модели с существующими аналогами. Моделирование проводилось с помощью программного комплекса LS-DYNA. Установлено, что новая модель обеспечивает высокую точность прогнозирования разрушения (погрешность менее 5 %) при значительном сокращении вычислительных затрат. По результатам верификации модель рекомендована для применения в оптимизационных расчетах кузовных структур транспортных средств с целью повышения пассивной безопасности. Для обеспечения требуемой точности необходимо учитывать зависимость прочностных характеристик соединений от скорости деформации и использовать упрощенный критерий разрушения на основе сил и моментов.
Рассмотрены вопросы оптимизации надежности технических комплексов космодромов. При решении задачи оптимизации требований к надежности их составных частей и основных элементов в качестве критерия оптимальности был принят минимум затрат на создание и модернизацию технического комплекса. Доказано, что оптимальное значение вероятности безотказной работы i-го элемента технического комплекса будет линейно зависеть от разности соответствующих значений допустимой и предельно малой вероятностей отказа комплекса, а также будет определяться относительной нормированной стоимостью ее повышения при отработке данного элемента. В частности, получено выражение для определения оптимального числа необходимых опытных образцов i-го элемента технического комплекса космодрома по рассчитанному оптимальному значению вероятности безотказной работы данного элемента. Приведен пример практического применения представленного решения рассмотренной задачи оптимизации. Решение данной задачи может способствовать повышению эффективности создания и последующей эксплуатации технических комплексов, а также развитию наземной космической инфраструктуры в целом.