Запропоновано спосіб вирішення задачі виходу літального апарата у точку початку атаки на наземну ціль у горизонтальній площині.

Розглянуто вплив геометричних параметрів (ГП) розміщення двигунів відносно крила літака на його аеродинамічні характеристики. На підставі експериментального дослідження та числового моделювання наведено вплив на сумарні аеродинамічні характеристики різноманітних ГП розміщення мотогондол із працюючими двигунами для літака типу Ан-72.

Представлен метод численного расчета характеристик течения двухфазной газовой среды, позволяющий моделировать течение с учетом взаимовлияния фазовых переходов компонентов. Расчетный метод основан на модифицированном численном методе Годунова и обобщен для случая пространственных течений с неравновесными фазовыми превращениями. Показаны результаты численного моделирования нестационарного двухфазного течения среды в сверхзвуковом канале.

Проаналізовано існуючі підходи щодо створення моделі управління кар'єрою військового інженера-механіка Повітряних сил.

Запропоновано методику оцінки ефективності бойового вертольота у ході застосування авіаційних протитанкових керованих ракет по елементах групової цілі з урахуванням розподілу цілей у групі вертольотів.

Розглянуто питання розробки математичної моделі системи технічної експлуатації керованих авіаційних засобів ураження на основі методу динаміки середніх.

Розглянуто задачі оптимального розподілу обмежених фінансових засобів на поновлення ресурсу (ремонт) і закупівлю ракет, а також визначення прийнятного співвідношення між показниками надійності та комерційною вартістю ракет, які проектуються з метою прийняття їх на озброєння. Побудовано модель оптимального розподілу фінансувань на ремонт і закупівлю авіаційних ракет. Аналіз одержаних результатів свідчить, що для комерційної вартості експлуатації авіаційних ракет є характерним збільшення витрат коштів для заресурсної експлуатації внаслідок підвищення інтенсивності відмов.

Предложен численный метод расчета аэродинамических характеристик ветроэнергетических установок с концентраторами воздушного потока. Метод основан на теории вязко-невязкого взаимодействия. Предложенный метод позволяет определить геометрические параметры ветроколеса, обеспечивающие оптимальный режим работы ветряка с диффузором, оснащенным системой управления отрывом потока. Приведены результаты расчетов, которые показывают преимущества использования концентраторов воздушного потока в ветроэнергетических установках.

Разработана математическая модель для оперативного расчета нелинейных аэродинамических характеристик несущего винта вертолета одновинтовой схемы при моделировании динамики полета в вертолетных тренажерах. Модель учитывает нелинейные эффекты, обусловленные влиянием сжимаемости и вязкости среды, срывом потока и концевыми перетеканиями на лопастях, и позволяет моделировать граничные и критические режимы полета вертолета, за исключением режима "вихревого кольца". Приведены примеры расчетов аэродинамических характеристик несущего винта, результаты которых удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными.

Індекс рубрикатора НБУВ: О53-042.4-02

Рубрики:

Літаки. Літакобудування

Шифр НБУВ: Ж69605 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Приведены алгоритмы вычисления потенциалов двойного и простого слоя в методах граничных элементов. На примере панельного метода Морино приведены сравнения с известными алгоритмами, показывающие вычислительную эффективность разработанных алгоритмов.

Представлен метод оперативного расчета нелинейных аэродинамических характеристик рулевого винта одновинтового вертолета. Метод основан на применении элементов лопастной вихревой теории винта с использованием аэродинамических характеристик профиля лопасти.

Представлен инженерный метод расчета аэродинамических характеристик крыльевых профилей, позволяющий определять коэффициенты подъемной силы и силы сопротивления профиля, при любых направлениях вектора скорости набегающего потока.

Приведены результаты численных исследований аэродинамических характеристик крыла с активной системой управления состоянием пограничного слоя (ПС) на верхней поверхности. Рассмотрено влияние размера и местоположения зоны отсоса, скорости отсасывания воздуха и величины давления в зоне отсоса на аэродинамические характеристики и на величину критического угла атаки крыла. Определены рациональные параметры системы отсоса ПС на верхней поверхности крыла прямоугольной формы в плане, которые улучшают аэродинамические характеристики самолета на различных режимах полета и увеличивают критический угол атаки.

Разработана математическая модель для оперативного расчета нелинейных аэродинамических характеристик вертолета одновинтовой схемы при моделировании динамики полета на вертолетных тренажерах. Модель учитывает нелинейные эффекты, обусловленные влиянием сжимаемости и вязкости среды, срывом потока и концевыми перетеканиями на лопастях винтов, и позволяет моделировать граничные и критические режимы полета вертолета, за исключением режима "вихревого кольца". Приведены примеры расчетов аэродинамических характеристик вертолета, результаты которых удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными.

Запропоновано методику синтезу інформаційної технології управління мережевим трафіком, котра враховує особливості як прикладних завдань, що циркулюють у мережевому середовищі, так і відповідних системних прикладень. Обгрунтовано вимоги до комплексного критерію якості управління мережевим трафіком та наведено його узагальнений формалізований вигляд. Наведено основні етапи методики синтезу інформаційної технології, сформульовано задачі налагодження мережі та оперативного управління трафіком системних прикладень, які виникають в процесі функціонування мережі.

Разработан метод расчета аэродинамических характеристик роторного винта, основанный на комбинации метода дискретных вихрей с методом плоских сечений. С помощью итерационной процедуры, использующей простейшую вихревую схему, определяется местный угол атаки сечения лопасти. Далее по известным аэродинамическим характеристикам профиля вычисляются элементарные силы, действующие в сечении лопасти. Процесс итерации повторяется до сходимости по невязке, определяемой разницей между циркуляциями скорости в каждом сечении. Приведены результаты расчетов поляры четырехлопастного роторного винта на режиме висения.

Рассмотрена количественная оценка эффективности роторных винтов. Представлено дальнейшее развитие метода расчета аэродинамических характеристик роторного винта для учета концевых потерь и индуктивного сопротивления. Приведены результаты исследований влияния геометрических параметров роторного винта на его экономическую эффективность. Предложен способ улучшения экономической эффективности летательного аппарата с роторным винтом в диапазоне малых и средних скоростей поступательного полета с помощью установки концевых аэродинамических поверхностей на лопастях.

Досліджено проблему моделювання процесів взаємодії рухомого складу з повітряним середовищем із огляду безпеки на транспорті. Розглянуто заходи щодо покращення техніко-економічних показників, санітарно-гігієнічних умов, пожежної безпеки на поїздах у тунелі, а також визначено шляхи підвищення ефективності вентиляції в тунелях, зменшення шуму, динамічних навантажень на панелі та інших елементів стін тунелів. Визначено оптимальні програми рухомого складу, акцентовано на неоднорідності повітряного середовища. Наведено техніко-експлуатаційні характеристики рухомого складу. Визначено вплив збурень повітряного середовища на базові характеристики рухомого складу. Проаналізовано методи визначення характеристик рухомого складу з урахуванням неоднорідності повітряного середовища. Наведено модель взаємодії рухомого складу та елементів споруд тунелю з повітряним середовищем. Визначення повітряний опір поїзду у тунелі з урахуванням збурення повітряного середовища. Обгрунтовано достовірність впливу неоднорідності повітряного середовища на тягове розрахування рухомого складу в тунелі.

Розроблено методику розрахунку аеродинамічних характеристик ротороплану - літального апарату вертикального зльоту і посадки з роторними гвинтами, що розташовані паралельно поздовжній вісі фюзеляжу. Методика побудована на синтезі напівемпіричних моделей та моделей, заснованих на лопатевій і вихровій теоріях гвинтів. Наведено результати розрахунків аеродинамічних характеристик ротороплана з двома тамдемно розташованими крилами та злітною вагою 100000 н за умов навкісного обтікання роторних гвинтів, та вагою 66000н за умов осьового та навкісного обтікання роторних гвинтів.