Предложено решение задачи совместного оценивания и управления высокоскоростными и интенсивно маневрирующими летальными аппаратами путем совместного решение задачи Коши и двухточечной краевой задачи для дифференциальных уравнений в частных производных.

Запропоновано нову методику інженерного розрахунку аеродинамічних характеристик над- та гіперзвукового літального апарата з урахуванням інтерференції на крилі від корпусу. Проведено порівняння розрахункових, точних та експериментальних даних.

Предложена новая методика инженерного расчета аэродинамических характеристик сверхзвукового и гиперзвукового летательного аппарата с учетом интерференции крыла и корпуса. Проведено сравнение расчетных данных с точными и экспериментальными данными.

This work proposes a new methodology of engineering analysis of aerodynamic characteristics of supersonic and hypersonic vehicle considering wing - body interference. Comparison have been carried out between design data and accurate and experiment data.

Запропоновано узагальнену структурну схему високоточної системи управління на базі комплексування інерціальної навігаційної системи та кореляційно-екстремальної системи навігації високошвидкісних літальних апаратів за наземними орієнтирами.

Проанализированы летные испытания гиперзвукового аппарата Х-43А. По результатам испытаний подтверждена правильность расчетов и предположений, сделанных в ИТМ НАНУ и НКАУ за 5 лет до испытаний.

Предложен метод расчета нестационарного температурного поля сферического обтекателя антенны головной части перспективного сверхзвукового летательного аппарата, нагревающегося во время движения в плотных слоях атмосферы. Метод отличается от известных возможностью учета сферичности и многослойности конструкции, а также зависимости свойств материала от температуры на протяжении всего времени полета летательного аппарата.

Розроблено метод визначення аеродинамічних характеристик профілів висотних дозвукових літальних апаратів на великих кутах атаки у разі їх відривного обтікання стаціонарним потоком ідеальної рідини. Проаналізовано існуючі методи розрахунку та використані в них граничні умови. Виконано постановку задачі з використанням граничних умов, відмінних від використовуваних. Одержано адекватну поставленій задачі систему граничних інтегральних рівнянь, змінюючу її систему алгебраичних рівнянь і замикальні рівняння, що дозволило одержати однозначене розв'язання задачі за числової реалізації. Достовірність запропонованого методу забезпечено задовільним збігом розрахункових даних з експериментальними та даними, одержаними за допомогою існуючих CFD-пакетів. Виконано розрахунок аеродинамічних характеристик профілю висотного літака-розвідника "Global Hawk" і порівняння одержаних результатів з даними експериментів близьких за типом профілів, на основі якого обгрунтовано доцільність використання запропонованого методу в процесі проектування літальних апаратів на етапі технічної пропозиції.

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.

Предложен метод расчета нестационарного температурного поля конического обтекателя антенны головной части перспективного сверхзвукового летательного аппарата, отличающийся возможностью учета коничности и многослойности конструкции, а также зависимости свойств материала от температуры на протяжении всего времени полета летательного аппарата.

Предложены результаты метода расчета нестационарного температурного поля сферического и конического обтекателя антенны перспективного сверхзвукового летательного аппарата, нагревающегося во время движения в плотных слоях атмосферы. Метод отличается от известных возможностью учета сферичности и многослойности конструкции, а также зависимости свойств материала от температуры на протяжении всего времени полета летательного аппарата.

Рассмотрено обтекание сверхкритического профиля (СКП) MBB A-3 в трансзвуковом диапазоне скоростей. Проведен пересчет экспериментальных данных, полученных при продувке СКП в аэродинамической трубе, с учетом влияния перфорации стенок. Произведен численный расчет профиля в CFD-пакете STAR-CCM+ с использованием различных моделей турбулентности. По результатам сравнения основных аэродинамических зависимостей, полученных путем численного моделирования, с экспериментальными данными выбраны наиболее адекватные модели турбулентности.

Запропоновано метод розрахунку нестаціонарного температурного поля сферичного обтікача надзвукового літального апарату, що рухається у щільних шарах атмосфери. Визначення аеродинамічного нагріву, що виникає внаслідок перетворення кінетичної енергії набігаючого потоку повітря в теплоту, проведено за допомогою числового методу у два етапи. На першому етапі за допомогою методу ефективної довжини знаходять коефіцієнт тепловіддачі пограничного шару, а на другому, вирішуючи диференціальне рівняння теплопровідності, - розподіл температур. За допомогою запропонованої методики проведено розрахунок нестаціонарного температурного поля обтікача літального апарату для типового режиму польоту. Приведено результати розрахунку та їх аналіз.

Сформулирована задача Коши для механической системы из 2-х круговых коаксиальных цилиндров, наружный из которых имеет упруго-податливую поверхность, а внутренний абсолютно твердый и находится во взвешенном состоянии в разделяющей цилиндры жидкости. Исходя из технической моментной теории построены уравнения наружной оболочки для 2-х ее координатных функций в рамках плоской задачи при нормальном падении волны акустического воздействия на поверхность наружного цилиндра. Установлена закономерность поступательного перемещения внутреннего цилиндра и степень влияния упругой связи и точки ее приложения на особенности движения цилиндра под действием звуковой волны. Воздействие передается внутреннему цилиндру только через упругую связь.

Побудовано систему координат, прив'язану до фюзеляжу гіперзвукового літального апарата, та наведено схему кутів Ейлера. Розглянуто координатні функції пружних переміщень циліндричної частини підвісу поплавкового гіроскопу для плоскої монохроматичної хвилі та дифузного поля. Визначено вплив проникаючого акустичного випромінювання для циклічної та вісенесиметричної дії.

На базі аналізу математичної моделі виникнення інтенсивних коливань аеродинамічних поверхонь керування надзвукових літаків на трансзвукових швидкостях польоту запропонована математична модель прогнозування рівня цих коливань в експериментальних дослідженнях. Адекватність запропонованої математичної моделі підтверджена порівнянням експериментальних результатів з результатами розрахунків.

Рассмотрены аэродинамические характеристики математической модели крыла самолета Ан-74 в целях определения влияния отклонения механизации задней кромки на критическое число Маха и улучшение аэродинамических характеристик самолета на крейсерском режиме полета. Показано, что отклонение механизации задней кромки крыла по всему размаху позволяет увеличить критическое число Маха до 7 %. Определены возможные углы отклонения механизации задней кромки исследуемого крыла самолета Ан-74 в зависимости от числа Маха.

Одержано наближені математичні моделі оцінки збуджених шарнірних моментів і сил поворотних кілів надзвукових літаків на трансзвукових числах М польоту. З аналізу одержаних математичних моделей випливає, що збуджені шарнірні моменти і сили виникають завдяки особливостям взаємодії стрибків ущільнення з кутовою швидкістю крутильних коливань кіля і залежать від геометричних характеристик аеродинамічного профілю, амплітуди коливань кіля і параметрів польоту літака.

Індекс рубрикатора НБУВ: О534-082.022

Рубрики:

Літаки великих швидкостей польоту

Шифр НБУВ: Ж66608 Пошук видання у каталогах НБУВ 

На базі рівняння Бернуллі для стислого газу, оцінки зміни характеристик надзвукового потоку в течії Прандтля - Майера та гіпотези "динамічного скривлення" аеродинамічного профілю, встановлено 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 та аеродинамічних систем на трансзвукових швидкостях польоту. На базі встановлених закономірностей взаємодії стрибків ущільнення з кутовою швидкістю коливання аеродинамічних поверхонь управління отримано математичні моделі оцінки величин збуджуючих сил і збуджуючих шарнірних моментів аеродинамічних поверхонь управління.

Обсуждены основные вопросы разработки расчетно-методического обеспечения для проведения оперативных комплексных расчетов термогазодинамических процессов в элементах прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), интегрированного с корпусом летательного аппарата (ЛА) с помощью маршевых методов. Численное моделирование течения в ПВРД разбивается на такие составляющие - обтекание корпуса ЛА, течение в воздухозаборном устройстве (ВЗУ), камере сгорания и сопле с выхлопной струей. Расчет сверхзвукового течения около корпуса аппарата, во входной части ВЗУ и в выхлопной струе осуществляется в невязком приближении с использованием схемы Годунова или с учетом вязкости с использованием модели "вязкого слоя". Области дозвукового течения в выходной части ВЗУ и дозвукового неравновесного течения в камере сгорания рассчитываются с использованием модели "узкого канала" или в квазиодномерном приближении. Обсуждены вопросы подбора геометрических параметров камеры сгорания и околокритической части выходного сопла в случае задания параметров потока на выходе из ВЗУ. Проведен анализ различных моделей воспламенения и горения керосина в камере сгорания. Расчет течения в выхлопной струе осуществляется с учетом обтекания нижней хвостовой части поверхности ЛА и взаимодействия струи с возмущенным набегающим потоком. Представлены результаты оценочных расчетов в двумерном приближении отдельных элементов и полной компоновки ЛА стилизованной формы.

Забезпечення безпеки польотів надзвукових літаків та аерокосмічних систем у трансзвуковому діапазоні чисел M польоту досі залишається актуальною науковою і прикладною проблемою. Це зумовлено особливостями обтікання аеродинамічних поверхонь неоднорідним (транезвуковим) потоком повітря і пов'язано з виникненням на цих режимах польоту різноманітних явищ аеропружності та відсутністю на теперішній час загальновизнаної моделі виникнення трансзвукового флатера навіть для аеродинамічних поверхонь керування. На основі спільного аналізу умов формування стрибків тиску на поверхні аеродинамічного профілю, зміни параметрів надзвукового потоку у течії Прандтля - Майера та гіпотези "динамічного скривлення аеродинамічного профілю" одержано наближені закономірності взаємодії пружних згинальних коливань фюзеляжу з коливаннями стрибків тиску. Одержані закономірності використано для обгрунтування математичної моделі оцінки збуджених згинальних моментів фюзеляжу. Аналіз одержаної математичної моделі підтверджує теоретичну можливість виникнення фюзеляжних форм трансзвукового флатера надзвукових літаків, яке спостерігалося у льотному експерименті і яке зумовлене особливостями взаємодії стрибків тиску з кутовою швидкістю пружних згинальних коливань фюзеляжу. За прийнятих у роботі вхідних геометричних даних профілю аеродинамічних поверхонь фюзеляжу за допомогою розробленої математичної моделі одержано максимально можливі величини збуджених згинальних моментів фюзеляжу. Одержана математична модель може бути використана для попередньої наближеної оцінки характеристик фюзеляжних форм транезвукового флатера надзвукових літаків та аерокосмічних систем.