Results of studies of the explosive expansion of a set of shrapnel discs of natural crushing are described in the article. Set consisted of two disks of different thickness, but of a fixed total mass. The studies were carried out by computer simulation of shock-wave processes in a continuous formulation using the ANSYS/LS-DYNA program. The program of computer design foresees development of three-dimensional certainly-element model including, in accordance with symmetry of the examined system fourth part of the examined explosive system of casting block, with imposed on its knots of the proper scopes terms concerted with taken mixed Lagrangian-Eulerian approach within the framework of the continuum model. The effect of the order of installing disks of different thickness on the distribution of their mass and its velocity in the middle of the meridional angle of expansion is established. The analysis of the computer simulation presented on the basis of numerical studies on the distribution of the mass of the disks and its velocity of motion suggests that to create a narrow high-speed uniformly filled fragmentary mass of the axial flow, it is necessary to change the geometric shape of the disc so that in the central angular zones of the disks. This allows the velocity of the fragment mass to be aligned along the radius of the discs and to fill the first angular zones with the required mass of fragments.

In the article, the joint analysis of the Bernoulli equations for compressed gas, variations of the supersonic flow parameters of the Prandtl-Meyer expansion fan and the hypothesis of aerofoil dynamic curvature were used to develop a linear and a nonlinear mathematical models describing the occurrence of transonic flutter of aerodynamic control surfaces of supersonic aircraft. The analysis of the obtained mathematical models confirms a theoretical possibility of the occurrence of transonic flutter of aerodynamic control surfaces of supersonic aircraft that is due to the peculiarities of the interaction of shock waves with the angular velocity of elastic bending oscillations of aerodynamic control surfaces.

д-р техн. наук, професор, заслужений діяч науки і техніки України, ст. наук. сп. Б.Й. Семон 1 , д-р техн. наук, професор, заслужений діяч науки і техніки України О.М. Неділько 1 , канд. техн. наук, доцент, пров. наук. сп. А.О. Горіна 2 , канд. архітектури, ст. викладач кафедри основ архітектури та архітектурного проектування 1 Національного університету оборони України ім. Івана Черняховського, м. Київ 2 Київський національний університет будівництва і архітектури Повітрофлотський просп., 31, м. Київ, Україна. 03680 В статті, на основі рівняння Бернуллі для стислого газу, оцінки зміни характеристик надзвукового потоку в течії Прандтля-Майера та гіпотези "динамічного скривлення" аеродинамічного профілю, встановлені закономірності взаємодії стрибків ущільнення з кутовою швидкістю коливань аеродинамічних поверхонь управління. Встановлені закономірності пояснюють причину виникнення збуджуючих сил і шарнірних моментів аеродинамічних поверхонь управління надзвукових літаків і аеродинамічних систем на трансзвукових швидкостях польоту. На базі встановлених закономірностей взаємодії стрибків ущільнення з кутовою швидкістю коливання аеродинамічних поверхонь управління отримані математичні моделі оцінки величин збуджуючих сил і збуджуючих шарнірних моментів аеродинамічних поверхонь управління. Ключові слова: математична модель, транзвуковий флатер, аеродинамічний профіль, аеродинамічна поверхня керування, стрибки ущільнення, трансзвуковий потік, число М польоту, тиск місцевого надзвукового потоку, збуджений шарнірний момент.