З метою більш ефективного використання експериментальної інформації у процесі розв'язання задач ідентифікації лінеаризованих моделей польоту літального апарата (ЛА) запропоновано проводити декомпозицію математичної моделі на часткові моделі та виконувати ідентифікацію параметрів підмоделей. Реалізовано відповідні алгоритмічні засоби. З урахуванням неоднозначності декомпозиційних процедур запропоновано здійснювати вибір єдиного перетворення змінних вихідних математичної моделі на підставі аналізу статистичних характеристик перерахованих даних льотних випробувань. Реалізовано відповідні алгоритмічні засоби. Запропоновано виконувати оптимальне планування льотних випробувань на підставі оцінок параметрів часткових моделей, одержаних у результаті декомпозиції. Запропоновано спрощений критерій оптимального планування тестового управління літаком, що підвищує інформативність експерименту. Реалізовано відповідні алгоритмічні засоби. Запропоновано ітераційну процедуру одержання оцінок параметрів за наявності відомих апріорних величин шуканих параметрів. Показано, що ця процедура є збіжною.

  Скачати повний текст

Сформульовано та завдяки проведенню льотних випробувань (ЛВ) парашутних систем (ПС) і планетарних літальних апаратів розв'язано задачі, а також викладено основні концепції, які є базою для випробувань та підвищують їх ефективність. Показано, що всі побудови загальної методології ЛВ повинні бути спрямовані на реалізацію схеми компромісу, що зумовлює вихід в оптимальне місце функції мети в просторі ЛКЕ випробувань. Запропоновано інтегральний критерій, що дає змогу виконувати кількісну оцінку та порівняння між собою різних програм та методик ЛВ ПС і планерних парашутних систем (ППС). Виконано класифікацію ПС і ППС, видів випробувань. Викладено оптимальні структури методик випробувань і досліджень та розглянуто питання атестації методик випробувань. Детально розглянуто особливості функціонування також льотних випробувань ПС різного призначення. Сформульовано оптимальну стратегію проведення ЛВ ПС та ППС. Розроблено та апробовано повний комплекс методів та методик, який охоплює сферу ЛВ та утворює у сукупності загальну методологію ЛВ ПС і ППС.

  Скачати повний текст

Досліджено проблему покращання обтікання поверхні крила літака за експлуатаційних кутів атаки, а також оптимізації аеродинамічних характеристик літака за великих кутів атаки, режимів зльоту та набору висоти. Визначено особливості формування примежового шару. Проаналізовано явище відриву потоку. Висвітлено можливості керування течією за великих кутів атаки. Розглянуто методи покращання несучих властивостей крила, ефективність органів керування літального апарата (ЛА). Досліджено питання керування відривом потоку. Проаналізовано можливості існуючого науково-методичного апарату для розв'зання дослідженої задачі. Наведено опис застосованого експериментального обладнання. Проаналізовано вплив похибок вихідної інформації на оцінювання характеристик примежового шару. Для визначення впливу генераторів вихрів на інтегральні аеродинамічні характеристики проведено експериментальні дослідження керування цим шаром на криволінійній поверхні моделей секції крила літака загального призначення. Установлено вплив відносного розшарування пари генераторів вихрів за хордою крила моделі літака. За результатами аналізу оцінено вплив генераторів вихрів на аеродинамічні характеристики ЛА.

  Скачати повний текст

Запропоновано метод розрахунку довговічності ресори шасі легкого літака, що враховує нерівності аеродрому. Метод базується на моделюванні руху літака у часі у випадку посадки, зльоту, руління, схематизації процесу навантаження, у разі застосування математичної моделі розрахунку довговічності ресори за умов циклічного згину. Розвинуто енергетичний підхід до аналізу процесів втоми, розроблено математичну модель і методику розрахунку довговічності за умов нерегулярного циклічного згину на підставі втомних і циклічних деформаційних характеристик матеріалу, одержаних за умов розтягування - стиску. Методика базується на енергетичному критерії втомного руйнування та моделі циклічного деформування матеріалу у разі нерегулярного навантаження. Запропоновано й експериментально підтверджено залежність щодо розрахунку залишкової деформації за умов згину, що числово дорівнює половині ширини петлі гістерезиса. На відміну від відомих, запропонована методика не вимагає застосування додаткової гіпотези підсумування втомних пошкоджень, дає змогу врахувати вплив розмірів і форми перерізу деталі на довговічність. Установлено, що основне пошкодження ресора шасі одержує під час пробігу та руління, при цьому визначальною є амплітуда мікронерівностей. Установлено, що мезонерівності злітно-посадочної смуги значною мірою впливають на максимальні напруги в ресорі та повинні враховуватися у процесі аналізування статичної міцності та розрахунку пошкодження під час пробігу.

  Скачати повний текст

Запропоновано умови зв'язку показників якості перехідних процесів з другим методом Ляпунова, модифікацію принципу оптимальності Белмана, що зв'язує оптимальність і якість руху динамічного об'єкта. Розроблено методи аналітичного конструювання регуляторів, що дозволяють обмежувати час перехідних процесів, коливальність і враховувати обмеження відхилень рулів, зокрема для жорстких систем.

  Скачати повний текст

Розроблено автоматизовану систему підготовки передпольотної інформації (АСППІ) з метою підвищення ефективості передпольотного забезпечення екіпажу повітряного судна. Визначено достатній об'єм інформації, необхідної пілоту залежно від виду польоту та формалізовано розподіл інформаційних потоків в АСППІ. Виділено та закодовано фактори, що впливають на прийняття рішення щодо можливості виконання польоту, формалізовано процес прийняття рішення на виліт, побудовано структурну та математичну моделі задачі прийняття рішення. Розроблено структуру АСППІ, визначено достатній мінімум інформації для ефективного функціонування системи. Запропоновано моделі й алгоритми, що забезпечують ефективне та надійне функціонування кожної з підсистем АСППІ. Розроблено інформаційну модель та програмне забезпечення АСППІ з використанням сучасних технологічних методів і засобів.

  Скачати повний текст

Розглянуто проблеми точності прогнозування масово-інерційних параметрів і льотних характеристик вільнолітаючих динамічно подібних моделей (ВДПМ) літаків. Визначено довірчі межі льотних характеристик проектованих ВДПМ. Розроблено теоретичний і методичний апарат розрахунку похибок визначення масово-інерційних параметрів таких моделей літаків на етапах попереднього, ескізного та робочого проектування. Удосконалено метод прогнозування льотних характеристик ВДПМ літаків шляхом урахування точності виконуваних розрахунків масово-інерційних параметрів і проведено його апробацію на прикладах ВДПМ СЛМТ-10С-БП високоманеврового літака-винищувача Су-27 і 138МС400-ДПЛ важкого транспортного літака Ан-124.

  Скачати повний текст

Вперше здійснено системний підхід до вирішення проблем створення великомасштабних вільнолітальних динамічно подібних моделей літаків. Розроблено теоретичний та методичний інструментарій, що його реалізує, а також програмне забезпечення, що відповідає йому та дозволяє підвищити точність, інформативність та ефективність результатів фізичного моделювання і, в підсумку - скоротити терміни та витрати на розробку натурних літальних апаратів.

  Скачати повний текст

Досліджено актуальну наукову проблему розвитку теорії матричних радіометричних кореляційно-екстремальних систем в інтересах навігації високошвидкісних літальних апаратів. Встановлено, що застосування даних методів і методик теорії матричних радіометричних кореляційно-екстремальних систем навігації забезпечує ймовірність місцевизначення не менш, ніж 0,9 під час одночасного зниження середньоквадратичної похибки виявлення координат наземних об'єктів до 2 - 5 раз, у випадку застосування методів корекції междискретних і геометричних спотворень поточних зображень, а також урахування шумової температури обтічника, нерівномірно нагрітого по товщині та вздовж твірної.

  Скачати повний текст

Розроблено метод розрахунку припустимих напружень в елементах конструкції крила літака, що забезпечують проектний ресурс. Встановлено, що метод дозволяє врахувати профіль типового польоту літака, характеристики витривалості конструкційного матеріалу та конкретне конструктивне рішення. Проведено зіставлення з експериментальними даними щодо випробувань стандартних зразків (зразки з вільним отвором, зразки із заповненим отвором, вушка) і натурних панелей крила зі сплаву В95пчт2. Виконано розрахунок довговічності регулярних зон і зони конструктивної нерегулярності елементів конструкції крила літака Бе-200. Проведено зіставлення результатів розрахунку з результатами ресурсних випробувань натурної конструкції літака. Проаналізовано вплив основних параметрів профілів типового польоту (висоти польоту, швидкості набору висоти та зниження) на ресурс елементів конструкції літака, що дозволяє надати рекомендації з вибору даних параметрів з точки зору забезпечення максимального ресурсу.

  Скачати повний текст

Запропоновано нові алгоритми та програми для автоматизованого комп'ютерного проектування плоских обводів другого порядку гладкості. Розроблено методологічні засади структурно-параметричного конструювання й оптимізації складних геометричних об'єктів у літакобудуванні, що є важливим у процесі формоутворення зовнішніх поверхонь літального апарата. Здійснено структурно-параметричне моделювання фюзеляжу. Для ескізного проектування літака запропоновано використовувати динамічні зміни функціональних геометричних параметрів як алгоритмічний механізм адаптації цього об'єкта до різних умов моделювання.

  Скачати повний текст

Запропоновано методологічні та математичні засади для поєднання до єдиного крізного узгодженого автоматизованого процесу етапів проектування та визначення несучих поверхонь. Удосконалено формоутворення літальних апаратів шляхом розробки математичного апарату для проведення гнучких і прогнозованих геометричних модифікацій аеродинамічних профілів з використанням кривих Безьє третього порядку. Створено нові обчислювальні алгоритми структурно-параметричного моделювання, що дозволило ефективно здійснювати аналіз, синтез і комплексну оптимізацію складних технічних об'єктів.

  Скачати повний текст

Удосконалено та запропоновано нові ймовірнісні методи оцінки конфліктів, яких поділено на дві групи. Методи першої групи базуються на прогнозуванні випадкових процесів відхилень літаків від заданих траєкторій з наступним аналізом їх взаємного положення. Розроблено узагальнений стохастичний метод, що дозволяє з високою вірогідністю оцінювати імовірність конфліктів і ризик зіткнення літаків. За методами другої групи мають прогнозуватися області невизначеності положення літаків з наступним аналізом близькості цих областей. Розроблено методи, з використанням яких одержано нові аналітичні вирази для оцінки ймовірності конфлікту та дозволяють враховувати стохастичну динаміку та кореляцію у часі процесів відхилення від заданих траєкторій. Запропоновано новий композиційний метод, що дозволяє контролювати безпеку польотів за умов маневрування літаків. Розроблено оптимізаційно-стохастичний метод розв'язання конфліктних ситуацій з гарантованим рівнем безпеки польотів, за якого критерієм оптимальності може бути економічність, комфортність, а мірою безпеки є ймовірність порушення норми безпечного розділення літаків. Застосування розроблених методів і алгоритмів підвищує безпеку на транспорті та збільшує ефективність повітряних перевезень.

  Скачати повний текст

Оцінено вплив зливових опадів на аеродинамічні характеристики літаків за результатами трубних експериментів. Розроблено методики та створено установки для моделювання зливових опадів, реєстрації їх параметрів і оцінки похибок. Удосконалено методику статичних вагових виробувань, яка включає апроксимацію нульових навантажень та обробку даних у потоці з використанням імпульсної декомпозиції та модифікованої робасної процедури Х'юбера X84 у реальному часі, що зменшило похибки вимірювання та підвищило ефективність експерименту на 30 - 50 %. За умов еквівалентної інтенсивності опадів 1000 та 1700 мм/год. отримано кількісні дані щодо впливу зливових опадів на аеродинамічні характеристики крила кінцевого розмаху та моделі літака у польотній, злітній та посадочній конфігураціях, представлених у вигляді функціональних залежностей відносних додатків до аеродинамічних коефіцієнтів від безрозмірного кута атаки.

  Скачати повний текст

Розглянуто проблему зниження маси композиційних панелей обшивки літального апарата (ЛА) шляхом оптимізації схеми укладання шарів за умов міцності, стійкості, жорсткості з урахуванням конструктивно-технологічних обмежень. Одержано аналітичні рішення задач оптимального армування композитних панелей і обгрунтовано типові класи раціональних структур композиційних матеріалів залежно від характеру зовнішнього навантаження й обмежень на проектні параметри. Встановлено, що для досягнення необхідної міцності достатньо армувати конструкцію не більш, ніж у чотирьох напрямках. Розроблено методику проектування тонкостінних елементів обшивки ЛА для декількох розрахункових випадків, яка побудована на алгоритмі упорядкованого перебору можливих варіантів схеми армування зі зменшенням області пошуку оптимальної комбінації структурних параметрів. Запропоновані методики й алгоритми реалізовано на ЕОМ у вигляді програмного забезпечення для ескізного проектування композитних панелей.

  Скачати повний текст

Запропоновано та реалізовано нові методики проектування силового набору багатолонжеронних крил із композиційних матеріалів, що дозволяють на попередньому етапі проектування визначити раціональний за масою розподіл матеріалу у поперечному перерізі крила. Розроблено ітераційний алгоритм, що базуться на трьох взаємозалежних, послідовно розв'язуваних задачах проектування окремих силових елементів конструкції: моделювання проектного напружено-деформованого стану, проектування полиць лонжеронів і визначення потрібних товщин обшивки і стінок лонжеронів. Запропоновано методику проектування раціонального силового набору, суть якої полягає у пошуку закону розподілу матеріалу по полицях лонжеронів, що реалізує мінімальну погонну масу крила. Наведено результати параметричних досліджень, на основі критичного аналізу яких обгрунтовано доцільність застосування багатолонжеронної конструктивно-силової схеми. Сформульовано практичні рекомендації з проектування силових елементів багатолонжеронного крила з композиційних матеріалів, які задовольняють вимогам мінімальної маси та необхідної залишкової несучої здатності конструкції.

  Скачати повний текст

Запропоновано використовувати методики синтезу оптимальних систем управління (синтезу з використанням теореми розділення) з метою одержання структури регулятора та початкового наближення вектора змінних параметрів автопілота для процедури робастної оптимізації неперервної та дискретної систем управління за неповних і неточних вимірювань вектора стана. Розроблено процедуру пониження порядку синтезованих регуляторів, що призводить до мінімальних змін якості системи та забезпечує можливість реалізації одержаного закону управління з використанням простого бортового комп'ютера безпілотними літальними апаратами (БПЛА). Як початкові значення вектора змінних параметрів регулятора запропоновано використовувати методи синтезу системи управління з застосуванням спостерігача пониженого порядку для випадку, коли необхідно одержати більш простий закон управління. За розробленими методиками структурно-параметричної робастної оптимізації розв'язано задачу синтезу системи управління польотом малих БПЛА зі спрощеною системою датчиків, що дозволяє уникнути використання дорогих триступеневих гіроскопів або безплатформних курсовертикалей. Виконано моделювання неперервної та дискретної систем управління БПЛА та малим літальним апаратом з урахуванням різних нелінійностей, притаманних реальному об'єкту.

  Скачати повний текст

Наведено теоретичні і практичні результати розробки нових методів і алгоритмів забезпечення точних посадочних характеристик транспортних літаків у режимі КЗП.

  Скачати повний текст

Розроблено методику визначення моменту, місця виникнення раптового пошкодження зовнішнього обводу крила літака у польоті та його ступеня шляхом непрямої реєстрації зміни місцевих сил і моментів у місцях виникнення такого пошкодження, а також визначення пошкодженої площі крила з застосуванням матриці вагових коефіцієнтів і теорії теплового поля. Запропоновано методику ідентифікації та класифікації типів пошкодження з застосуванням теорії байєсівських нейромереж. Розроблено структуру нейронечіткого регулятора з урахуванням раптових пошкоджень обводів крила літака.

  Скачати повний текст

Розроблено методику та алгоритми достовірної оцінки кінематичних параметрів у просторовому русі повітряних суден. Задача оцінки параметрів зведена до розв'язання задачі послідовної умовної параметричної оптимізації. На прикладі аналізу авіаційної пригоди, що відбулась при посадці літака, була підтверджена працездатність і ефективність розробленого алгоритму. Запропоновано модифікацію нелінійного фільтра Калмана, що дозволяє визначити оцінки як вхідних, так і вихідних перемінних при наявності у вимірах аддитивних похибок у вигляді нормальних випадкових процесів. Розроблено метод і алгоритм оцінки посадочної маси і центрування літака при посадці на основі даних засобів об'єктивного контролю і використання процедур математичного моделювання. Працездатність підтверджується на прикладі аналізу конкретної авіаційної події.

  Скачати повний текст