Современный мир, его развитие и обустройство является сложным планетарным феноменом и процессом. Рассматривать их в рамках только естественных наук или социально-гуманитарных наук явно недостаточно. Сложность мира предполагает иной интегральный способ его осмысления и освоения. В этом нам могут помочь концепции Дж. Лавлокка и В.И. Вернадского, которые снимают отмеченную разъединенность. Формирующаяся глобальная информационно-коммуникативная среда является ноосферной реальностью, которая представляет собой сущность, обладающую двойственной природой. В этой реальности объективным образом формируются надличностные структуры. Нейтросетевой подход и моделирование позволяют объяснить целый ряд феноменов и их эволюцию, таких как геополитическое обустройство мира (новый мировой порядок), государство, социокультурный код цивилизации или Дух народа.
Описано решение научной задачи, заключающейся в расширении функциональных возможностей вычислительной программы «Расчёт тягово-экономических и удельно-массовых характеристик силовой установки и параметров движения летательного аппарата» за счёт внедрения дополнительных алгоритмов и математических моделей для расчёта высотно-скоростных характеристик винтовых авиационных силовых установок. Используется внутренний расчёт тяги воздушного винта самолёта по экспериментальным аэродинамическим коэффициентам, что позволяет повысить эффективность и достоверность комплексных расчётно-теоретических исследований силовых установок различных типов в составе летательных аппаратов на этапе проектирования. Приведено описание разработанных алгоритмов: алгоритма преобразования мощности на выводном валу газотурбинного двигателя в тягу силовой установки самолёта; математической модели воздушного винта, обеспечивающей расчёт его тяги по экспериментальным аэродинамическим коэффициентам; алгоритма определения тяги силовой установки с учётом сжимаемости воздуха и взаимодействия воздушного винта и элементов планера самолёта. Раскрыты некоторые особенности математического моделирования воздушного винта самолёта, в частности, принцип управления воздушным винтом посредством воздействия на угол установки лопасти и частоту вращения в зависимости от скорости полёта самолёта и способ построения поля аэродинамических характеристик воздушного винта самолёта в широких диапазонах изменения угла установки лопасти и коэффициента скорости. Представлены результаты верификации доработанной программы с анализом полученных высотно-скоростных характеристик.
Исследуется возможность определения коэффициента демпфирования опоры с упругим кольцом на основе сил сухого трения с использованием специального испытательного стенда. Вынужденная возбуждающая сила задаётся колебаниями компактного динамика, устанавливаемого сверху на колеблемою массу через П-образную перекладину. Объектом исследования является демпфер с упругим кольцом, представляющим собой тонкостенное кольцо с равномерно распределёнными выступами внутри и снаружи, расположенными в шахматном порядке. Коэффициент демпфирования оценивается с помощью приспособления для имитации опоры ротора, датчика ускорения, динамика-возбудителя, контроллера и обрабатывающей станции. Оценка величины демпфирования производится по ширине пика на резонансной частоте. Приведено сравнение величины коэффициента демпфирования, полученного по анализу резонансного пика и по скорости затухания при ударном эксперименте.
Предлагается алгоритм для оценивания углового ускорения по тангажу при наличии шумов измерений. Угловые скорости и углы Эйлера, фиксируемые навигационной системой, интерполируются при помощи Эрмитовых сплайнов третьего порядка, дифференцирование которых позволяет найти оценки углового ускорения по тангажу. В данной работе для сравнения анализируется известный метод численного дифференцирования - метод Поплавского аппроксимации первой производной, основанный на полиномиальной регрессии. Результаты моделирования, полученные с помощью предложенного алгоритма, сравниваются с результатами, полученными с использованием метода Поплавского. Результаты показывают, что предложенный в работе алгоритм оценки углового ускорения по тангажу обеспечивает более высокую точность, в том числе при наличии шумов измерений, за счёт комплексирования информации от двух различных датчиков, замеряющих угол тангажа и угловую скорость по тангажу.
Предлагается методика выбора рациональных параметров крупноразмерных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) самолётного типа на начальных стадиях проектирования с использованием оптимизационного алгоритма дифференциальной эволюции и численного математического моделирования задач аэродинамики. Методика предполагает выполнение весового и аэродинамического баланса на основных режимах полёта, имеет возможность рассматривать БПЛА самолётного типа с одной или двумя несущими поверхностями, применять параллельные вычисления и автоматически генерировать трёхмерную геометрическую модель облика летательного аппарата по результатам оптимизации. Предлагается и демонстрируется способ ускорения более чем в три раза процесса решения задачи оптимизации параметров летательного аппарата по взлётной массе путём введения целевой функции в набор проектных переменных. Приводятся результаты оценки достоверности используемых математических моделей аэродинамики и корректности вычисления целевой функции с учётом различных ограничений. Комплексная проверка работоспособности и эффективности методики рассматривается на решении демонстрационных задач по оптимизации более десяти основных проектных параметров облика двух существующих беспилотных летательных аппаратов тяжёлого класса с известными из открытых источников характеристиками. Показаны примеры использования результатов оптимизации для модификации прототипов.
Анализируются факторы, вызвавшие в последние десятилетия рост миграционных процессов во всем мире и в России, а также проблемы, которые возникают в различных странах, где происходит рост численности мигрантов среди коренного населения. Основное внимание уделено выявлению особенностей внешней трудовой миграции в Российской Федерации, содержанию миграционной политики страны и ее эффективности.
Исследуется задача выбора приближённо-оптимальных параметров электрореактивной двигательной установки в составе космического аппарата, обеспечивающей довыведение на геостационарную орбиту при использовании на начальном этапе выведения ракету-носитель типа «Союз-5». Получено выражение для главного критерия оптимальности - относительной массы полезной нагрузки. Разработан алгоритм решения задачи параметрической оптимизации электрореактивной двигательной установки в составе комбинированной транспортной системы. Решена задача выбора оптимального электрореактивного двигателя при выведении космического аппарата с электрореактивной двигательной установкой на геостационарную орбиту с помощью рассматриваемой ракеты-носителя. Проведён проектно-баллистический расчёт и сравнительный анализ полученных данных.
Понятие «постмодерн» рассматривается как социально-философская категория. Выделены наиболее характерные черты постмодерна: плюрализм взглядов и отрицание прогресса, провозглашение «конца истории», бунт против классической рациональности, господство антифундаментализма и не-эссенциализма, отказ от истины, отрицание возможности мыслить субъект как онтологическую целостность. В соответствии с концепцией Ф. Джеймисона, постмодерн трактуется как логика культуры позднего капитализма, как реакция на исторические неудачи ХХ века. Проанализирован вопрос о конце постмодерна, представлен краткий обзор таких направлений «пост-постмодернизма», как метамодернизм, гипермодернизм и др., и показано, что они либо сосредоточивают внимание на вопросах, не представляющих широкого общественного интереса, либо предлагают «примирение» с модерном, мысля при этом в границах постмодернистской оптики. В конечном итоге ответ на вопрос о конце общества постмодерна зависит от того, как постмодерн определить. Если постмодерн тождественен бунту против модерна, то, выполнив свою историческую задачу, он исчерпал себя. Однако существенные особенности культуры и социальной жизни, которые принесла с собой эпоха постмодерна, остаются и в наше время. Это обстоятельство дает основание заключить, что современная эпоха может быть названа поздним постмодерном, а сам он по-прежнему выступает как идейное порождение позднего капитализма.
В настоящее время всё большее распространение получают малые космические аппараты как с оптико-электронной, так и с радиолокационной съёмочной аппаратурой. Целью работы является повышение эффективности предварительной оценки достижимых характеристик целевой аппаратуры на начальных этапах проектирования малых космических аппаратов с радиолокационной аппаратурой. В работе описываются достоинства использования радиолокационной съёмочной аппаратуры, а также основные тенденции её развития. Приводятся основные области применения космических аппаратов с радиолокатором различных частотных диапазонов и описываются достоинства каждого частотного диапазона. Рассматривается методика определения параметров траекторного сигнала при движении космического аппарата по круговой орбите с учётом допущений, связанных с оценкой размера зоны облучения по азимуту. На основании рассмотренной методики разработана программа, которая позволяет на основании массогабаритных характеристик антенны и параметров орбиты космического аппарата оценить требуемые размеры синтезированной апертуры, время синтеза и азимутальное разрешение целевой аппаратуры. Для программы разработан графический пользовательский интерфейс, позволяющий в интерактивном режиме варьировать исходные данные для расчёта и оценивать графическое представление результата. Разработанная программа может применяться для расчёта основных проектных параметров малых космических аппаратов с радиолокационной съёмочной аппаратурой на этапе предварительного проектирования.
На этапе предварительного проектирования летательных аппаратов обычно приходится решать проблему недостаточности исходных данных для применения традиционных детерминированных моделей математического программирования. Актуальной является разработка алгоритмов, позволяющих повысить надёжность проектных решений в условиях эпистемической неопределённости, возникающей, когда к формированию исходных данных привлекаются эксперты. В работе рассматривается задача выбора аэродинамических характеристик и параметров двигателя маневренного самолёта в условиях неопределённости, связанной с неточностью экспертной информации. Предлагаются алгоритмы, в которых теория неопределённости применяется с моделями «чёрного ящика», реализующими методику оптимизационных расчётов из инженерной практики предварительного проектирования летательных аппаратов. Используя эти алгоритмы, эксперты получают возможность задавать неопределённые параметры, в которых недостаток знаний учитывается функциями распределения неопределённости. В случае монотонности целевых функций по неопределённым параметрам применение теории неопределённости позволяет при оптимизационных расчётах значительно сократить вычислительные затраты по сравнению с методом статистического моделирования. Приводятся результаты расчётных исследований разработанных алгоритмов. Для различных уровней уверенности получены Парето-фронты, позволяющие выбрать проектные решения, включающие значения аэродинамических характеристик и параметров двигателя маневренного самолёта.