Рассматриваются эффективные методы оценки вероятности разрушения самолетных конструкций, технологические проблемы изготовления зеркальных антенн аэрокосмического назначения из полимерных композиционных материалов, а также проблемы локальной прочности и повреждаемости при столкновении самолетов с птицами. Информируется о выборе критерия безопасности производственной деятельности, о физических аналогах и математических моделях для биологических систем, описывается методика выбора параметров критерия безопасности производственной деятельности на основе статистической оценки экспериментальных данных и др.

Представлены результаты проектирования и создания современных методов расчета на прочность, а также рациональных конструкций летательных аппаратов. Проведено экспериментальное исследование долговечности для металло-композиционных баллонов высокого давления, влияния расположения слоев на устойчивость пластин из композиционных материалов (КМ). Обосновывается выбор материала оснастки для деталей из полимерных КМ в условиях опытного и малосерийного производства. Определены массово-инерционные характеристики многоконтурных профилей композиционных лопастей ветроэлектрических агрегатов. Предложен новый способ уменьшения погрешностей монтажных геометрических параметров системы разделения, обусловленных технологией ее сборки и др.

Исследованы монтажные напряжения, возникающие при сборке керамической оболочки обтекателя с помощью клеевого соединения со шпангоутом, а также в процессе установки обтекателя на летательный аппарат путем запрессовки упрочняющих клиньев. Установлены уровни напряжений и даны рекомендации по обеспечению качества сборочных операций.

Предложена инженерная методика расчета касательных и нормальных напряжений в клеевом слое и окружных напряжений в оболочке обтекателя антенны летательного аппарата под действием несимметричного внешнего давления.

Рассмотрена возможность минимизации остаточных напряжений в стеклонаполненных пластиках за счет предварительной контактной поляризации олигомер-олигомерного связующего. Установлены характерные особенности структурных превращений в связующем при формовании композиционного материала.

Предложен подход к анализу напряженно-деформированного состояния керамической оболочки обтекателя антенны летательного аппарата, учитывающий специфику ее взаимодействия с опорным шпангоутом. Дана классификация категорий напряжений, объединенных в группы по виду и характеру внешних воздействий и месту возникновения. Предложена и обоснована последовательность расчета элементов обтекателя, обеспечивающая его надежную эксплуатацию.

Рассмотрено напряженно-деформированное состояние в элементах обтекателя радиоантенны летательного аппарата при температурных воздействиях.

Представлены теоретические и практические результаты минимизации массы многоотсековых трехслойных оболочек из полимерных композиционных материалов с сотовым заполнителем.

Даны общие сведения о науке, системе подготовки научных и научно-педагогических кадров в Украине. Охарактеризовано виды и формы научно-исследовательских работ. Раскрыты основные методы и методики научных исследований, а также основы технологии творческой работы. Освещены вопросы выбора и обоснования темы и составления плана исследования. Уделено внимание информационному обеспечению исследования, апробации и внедрению его результатов в практику. Даны рекомендации по написанию научных статей, монографий, диссертаций и авторефератов диссертаций.

Разработан комплексный подход к оптимизации по массе параметров композитных трехслойных конструкций с сотовым заполнителем (СЗ) для авиакосмической техники, позволяющий при одновременной оптимизации схемы укладки несущих слоев, геометрических параметров СЗ и силового набора в полной мере учесть практически весь спектр внешних нагрузок. Разработаны новые и усовершенствованы существующие математические модели СЗ и методы их реализации для уточнения его физико-механических характеристик с учетом технологии изготовления при различной высоте сотов. Показано, что синтез методов конечных элементов и новых аналитических моделей СЗ при минимизации массы композитных трехслойных агрегатов позволил дать заключение о реальной несущей способности оптимального по массе варианта конструкции. Предложен классификатор массива нерегулярных зон композитных трехслойных конструкций с СЗ, на основании предложенного комплексного подхода разработан метод оптимизации по массе соответствующих параметров усиления.

Рассмотрены схемы формирования и сферы применения воздушной подушки в различных видах транспорта - водном, наземном и воздушном. Внимание уделено технологическому оборудованию и малоразмерным судам на воздушной подушке. Решена задача вытекания воздуха из воздушной подушки, снабженной надувным баллонным ограждением, установлена взаимосвязь воздушного зазора с геометрией оболочки ограждения, в частности, с высотой подъема. Предложена упрощенная методика расчета пространственной воздушной подушки в статике и динамике. Приведены сведения по выбору вентиляторов. Рассмотрены характеристики при движении аппаратов над водой и сушей. Определены демпфирующие свойства воздушной подушки с балонным ограждением при колебательных процессах, в том числе, и посадочного устройства самолета. Отмечены особенности расчета опор скольжения на воздушной подушке и технологического оборудования на их основе. Приведены конкретные примеры расчета технологического оборудования, эстакадного транспорта и малоразмерных катеров на воздушной подушке.

Проанализированы состояния использования лазерной резки листовых деталей из цветных металлов в мировой практике. Обсуждены преимущества лазерной технологии по сравнению с традиционными процессами резки листовых деталей и основные аспекты эффективности этой технологии. Приведена блок-схема функциональной взаимосвязи факторов, предопределяющих интегральную эффективность внедрения лазерных технологий резки цветных листовых металлов в авиастроительное производство. Намечены направления дальнейших исследований.

Разработана методика предэскизного проектирования панельных трехслойных композитных конструкций летательных аппаратов. В основу методики положена идея замены панели эквивалентными трехслойными балками с последующим определением геометрических параметров обшивки и трубчатого заполнителя и эффективной по массе ориентации трубок в панели.

Изложены результаты второго этапа комплекса исследований, завершенных в 2010 году в Национальном аэрокосмическом университете им. Н. Е. Жуковского "ХАИ", связанных с научным обеспечением проектирования и производства конструкций авиакосмической техники из полимерных композиционных материалов. Предложена концепция оптимизации по массе параметров многоотсековых трехслойных композитных оболочек. Разработаны методики определения напряженно-деформированного состояния локальных зон многолонжеронных крыльев. На основе экспериментальных данных разработана математическая модель массопереноса связующего внутри каналов сотов.

Проведены обзор и анализ состояния проблемы проектирования, технологии нанесения и назначения функциональных покрытий конструкций авиационной и ракетно-космической техники. Приведены и проанализированы наиболее полные источники, содержащие типовые покрытия и реализующие их технологические процессы, классификационные признаки, а также информация по видам и назначениям типовых покрытий для отечественных алюминиевых и титановых сплавов и специфическим теплозащитам гиперзвуковых летательных аппаратов.

При помощи МКЭ-поддержки оценено влияние различных схем армирования наполнителя углепластиковых сотов на его приведенные физико-механические характеристики. Приведены результаты серии численных экспериментов виртуальных образцов углесотопласта, имитирующих натурные испытания на поперечное растяжение и сдвиг параллельно и перпендикулярно клеевым полосам. Показано, что максимальные величины модулей упругости при поперечном растяжении углесотопласта соответствует схеме армирования ± 75є, а при сдвиге - ± 45є. Определена рациональная схема армирования углесотопласта ± 64є, обеспечивающая одновременно высокий уровень всех физико-механических характеристик. Выявлено снижение физико-иеханических характеристик углесотопласта от его высоты.

Приведены результаты экспериментального исследования долговечности образцов, полученных лазерным раскроем для панелей планера самолета. Обсуждена реализация этих результатов в экспериментально-теоретическом методе оптимизации параметров лазерной резки по критерию максимальной долговечности, определяемой линейными регрессионными уравнениями, связывающими долговечность с параметрами лазерной резки и ее последствий (микротвердости зоны термического влияния, протяженности этой зоны и средней высоты микронеровностей).

Проанализирована возможность регламентации дефектов, возникающих на заключительном этапе изготовления сотового заполнителя - в процессе растяжки сотопакета в сотоблок. Предложена математическая модель растяжки сотопакета, которая позволяет обеспечить остаточное пружинение сотоблока с допуском на угол раскрытия ячеек, соответствующим номинальному или близкому к нему значению физико-механических характеристик сотового заполнителя.

Показана роль Генерального конструктора О. К. Антонова в становлении и развитии конструкторского бюро ХАИ и формировании научной школы по проблемам внедрения композиционных материалов в авиационную технику.

Проведено стислий огляд і аналіз результативності діяльності наукової школи Національного аерокосмічного університету ім. М. Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут" з проблеми створення виробів авіаційно-космічної техніки з полімерних композиційних матеріалів з моменту початку функціонування школи до теперішнього часу. Обговорено принцип формування інтелектуальної кооперації наукової школи, концепція її науково-дослідних робіт, форми і способи їх реалізації, а також основні результати, досягнуті за 30 років існування.