Приведена методология проектирования, изготовления и испытаний парапланов. Предложены основные понятия, термины и определения, а также приведены системы координат, используемые в парашютной и парапланерной технике. Изложены примеры расчета основных параметров и геометрических характеристик. Изучены динамика, устойчивость движения, управляемость системы пилот-параплан. Рассмотрены вопросы разработки программ для оперативного компьютерного проектирования, изготовления и испытания параплана.

Представлены результаты проектирования конструкции учебно-тренировочного параплана аналитическими методами.

Сформулирована задача выбора основных геометрических характеристик крыла параплана на первом этапе проектирования, в зависимости от класса параплана. Описаны различные виды парапланов, существующие системы сертификации, и подробно рассмотрена классификация парапланов согласно современной европейской системе сертификации EN. Описаны основные геометрические параметры парапланерного крыла и критерии выбора этих параметров. Приведены статистические данные по современным моделям парапланов.

Описана работа по поиску удачной комбинации геометрических характеристик стреловидного крыла дельтаплана. Цель работы - расширение скоростного диапазона и увеличения аэродинамического качества при сохранении удовлетворительной устойчивости и управляемости. Лётные характеристики дельтаплана зависят от формы крыла в плане, а также от распределения геометрической крутки по крылу. Причём геометрическая крутка является тем параметром, которым на дельтаплане можно управлять в полёте. Проведены многократные лётные испытания с разными значениями поперечного "V" и величинами геометрической крутки. Подобрана удачная комбинация поперечного "V" и диапазона изменения крутки.

В конструкциях современных летательных аппаратов принято влиять на аэродинамические свойства их крыльев с помощью разнообразных средств механизации. При этом не применяются используемые ещё на заре авиации средства искривления профиля и не исследованы возможности по непосредственному управлению толщиной и кривизной профиля. Дельтаплан, проходя этапы развития как летательный аппарат, сохранил некоторую ограниченную гибкость своего крыла. Это даёт возможность, применив специальные средства изменения крутки крыла, его толщины и кривизны средней линии профиля, использовать дельтапланерное крыло для выполнения комплекса исследований по влиянию непосредственного управления профилировкой на его аэродинамические свойства.

Рассматриваемая проблема связана с необходимостью разработки методов повышения аэродинамических и летно-тактических характеристик арочных парапланерных крыльев большого удлинения. Введены некоторые основные понятия и определения, связанные с круткой арочного крыла параплана. Предложены версии комбинаций профилей при реализации программы модельных испытаний с целью анализа характеристик моделей арочных крыльев. Предложены направления проведения экспериментальных исследований для составления, в перспективе, каталога характеристик парапланерных крыльев с круткой. Рассмотрены проблемы оптимизации, связанные с балансировкой установленного в полетное положение крыла. Рассмотрены также некоторые специфические особенности и проблемные вопросы, связанные с круткой арочного крыла параплана.

Описан процесс настройки новой модели параплана в процессе летных испытаний на примере прототипа параплана Discovery-4. Описаны параметры крыла, которые можно изменять непосредственно в процессе испытаний. Приведены описания летных тестов, выполняя которые, пилот оценивает необходимость изменения центровки или геометрической крутки крыла. Данные о поведении прототипа параплана Discovery-4 при различных настройках сведены в таблицу. По результатам испытаний сделан вывод о необходимости создания следующего прототипа с измененным профилем крыла.

The paper proposes to use a method of infrared pulse-echo inspection to control airframe design elements, made of polymeric composite materials under operators' conditions. The following is described: skeleton operation diagram of the given method, device structure and results of the preliminary researches confirming operation capacity of the method offered.

При помощи методов вычислительной аэродинамики (панельно-вихревого метода) исследовано обтекание расчетной модели конвертоплана струями винтовых движителей (ВД), расположенных на концах крыла и оснащенных одинарными или соосными воздушными винтами (ВВ). Выполнен сравнительный анализ влияния каждой из указанных конфигураций ВД на аэродинамические характеристики (АДХ) модели. Определена зависимость максимального аэродинамического качества расчетной модели от геометрических параметров ВД с соосными ВВ, а также от направления вращения винтов. Установлено, что использование одинарных ВВ в ВД, установленных на концах крыла конвертоплана, является более выгодным с точки зрения АДХ. Однако, применение в конструкции конвертоплана соосных ВВ может обеспечить достижение им более высокой максимальной скорости в горизонтальном крейсерском полете. Выполнена оценка зависимости АДХ расчетной модели от основных геометрических параметров движителей с соосными ВВ, а также от направления вращения винтов. Полученные данные могут служить основой для проведения дальнейших исследований освещенной проблемы, а также будут полезны при выборе параметров ВД, размещенных на концах крыла, при проектировании летательных новых аппаратов.

Наведено синтез алгоритму оптимізації аеродинамічних характеристик планера на етапі проектування з метою збільшення його середньої швидкості проходження маршруту. На прикладі планера SZD-48-3 стандартного класу FAI було зібрані та оброблені дані польотів, викладених на ресурсі weglide.org. На основі статистики проаналізовано узагальнену структуру атмосфери вздовж маршруту. Сформовано новий інтегральний критерій для функції мети в циклі алгоритму оптимізації з неперервним розподілом вагових коефіцієнтів у діапазоні польотних швидкостей який надає змогу звести задачу багатокритеріальної оптимізації до одного показника. Основним алгоритмом оптимізації обрано генетичний алгоритм, що надає змогу знаходити оптимум багатовимірної не гладкої функції цілі та відрізняється робастністю та здатністю знаходити глобальний оптимум. Наведено схему параметричного представлення геометрії складного в плані крила за допомогою мінімальної кількості параметрів. Реалізовано математичну модель розрахунку аеродинамічних характеристик крила на базі теорії несучої лінії та XFOIL. В результаті роботи визначено перспективні напрямки подальших досліджень, зокрема розповсюдження синтезованого методу на інші класи літальних апаратів, і введення в параметризацію геометрії крила аеродинамічного профілю.