Разработан метод синтеза аэродинамической компоновки летательных аппаратов с рациональным сочетанием аэродинамических и демаскирующих характеристик. В типовой состав модели самолета на начальной стадии синтеза аэродинамических компоновок добавлена модель заметности, разработаны показатель радиолокационной заметности, маневренно-скоростной показатель. Рассмотрена задача синтеза компоновок самолета с рациональным сочетанием аэродинамических, летно-технических и демаскирующих характеристик.

Розроблено метод синтезу аеродинамічної компоновки літальних апаратів з раціональним поєднанням аеродинамічних і демаскувальних характеристик. До типового складу моделі літака на початковій стадії синтезу аеродинамічних компоновок додана модель помітності, розроблено показник помітності радіолокації, маневрено-швидкісний показник. Розглянуто задачу синтезу компоновок літака з раціональним поєднанням аеродинамічних, льотно-технічних і демаскувальних характеристик.

This article is devoted to elaboration of aircrafts aerodynamic arrangement and rational combination of aerodynamic and unmasking performances synthesis method. On the synthesis initial stage of aircraft aerodynamic arrangements into aircraft type model composition a model of perceptibility has been added. An index of radar perceptibility and a maneuver-speed index are developed. Task staging of combat and transport aircraft aerodynamic arrangement and rational combination of aerodynamic and unmasking performances synthesis has been done.

Проведено расчетное исследование аэродинамических характеристик воздушного винта АВ-140. Приведено сравнение расчетных данных с экспериментальными результатами и показано их удовлетворительное согласование на некоторых режимах работы.

Разработаны показатель радиолокационной заметности и маневренно-скоростной показатель для оценки влияния принимаемых конструктивно-компоновочных решений на летно-технические характеристики и радиолокационную заметность истребителей. Разработанный показатель радиолокационной заметности входит в виде инварианты в оценку осредненной по азимуту ЭПР самолета.

Представлена аэродинамическая компоновка воздушного винта с арочно-кольцевым крылом, предназначенная для самолетов, длительно использующих малые скорости полета. Разработан комплексный полуэмпирический метод определения аэродинамических характеристик сложных пространственных компоновок, что обусловлено трудностями проведения весового эксперимента с воздушными винтами в аэродинамической трубе. Получены зависимости коэффициента аэродинамической подъемной силы арочно-кольцевого крыла от коэффициента нагрузки на ометаемую поверхность воздушного винта.

Разработан четырехлопастный винтовой движитель для проектируемого самолета вертикального взлета и посадки, показано преимущество спроектированного винтового движителя над винтокольцевым движителем по скорости полета, обобщены результаты предварительного проектирования.

Представлены результаты весового эксперимента в аэродинамической трубе Т-1 Харьковского университета Воздушных Сил с моделями самолета с крыльями прямой, обратной, асимметрично изменяемой стреловидности и фюзеляжем треугольной формы поперечного сечения. На основе полученных экспериментальных данных построены зависимости коэффициента аэродинамической подъемной силы, лобового сопротивления и аэродинамического качества моделей от угла атаки. Сделаны выводы по особенностям основных аэродинамических характеристик крыльев прямой, обратной, асимметрично изменяемой стреловидности.

Представлены результаты эксперимента в аэродинамической трубе Т-1 с моделями самолета с преобразуемым крылом. В результате обработки экспериментальных данных получены зависимости коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы и аэродинамического качества при различном положении преобразуемого крыла. На основе анализа полученных зависимостей определены оптимальные по критериям "максимальное аэродинамическое качество", "минимальное лобовое сопротивление", варианты положения преобразуемого крыла относительно фюзеляжа.

Определены характеристики рассеяния модели самолета АН-72 в безэховой камере сверхвысоких частот Харьковского национального университета им. В. Н. Каразина. Представлена методика проведения эксперимента, технические характеристики применяемого при этом оборудования. На основании анализа полученных данных сделаны выводы по особенностям характеристик рассеяния исследуемой модели, влиянию конструктивно-компоновочной схемы самолета на характеристики рассеяния.

Цель работы - определение характеристик рассеяния модели самолета Ан-26 в безэховой камере сверхвысоких частот Харьковского Национального университета им. В. Н. Каразина. Представлены особенности методики проведения модельного эксперимента. На основании анализа полученных данных сделаны выводы по особенностям характеристик рассеяния исследуемой модели, влиянию компоновочной схемы самолета на характеристики рассеяния.

Внимание уделено актуальной научно-технической проблеме снижения эффективности обнаружения самолетов военного назначения. Разработаны показатели радиолокационной, инфракрасной заметности, меневренно-скоростной показатель, которые позволяют производить экспресс-оценку влияния принимаемых конструктивно-компоновочных решений на летно-технические характеристики и заметность истребителей на ранних этапах разработки. Предложены практические рекомендации для повышения летно-технических характеристик самолетов боевой и транспортной авиации при ограничении их пролетной заметности.

При многовариантных проработках компоновок самолетов боевой авиации перед разработчиком поставлена задача удовлетворения заданным тактико-технических характеристикам при максимально возможном снижении уровня всех видов заметности, в том числе, инфракрасной. Показана формальная связь радиолокационной и инфракрасной заметности, что позволяет по заданным геометрическим параметрам самолета и уровне его заметности получить необходимые параметры силовой установки, а также решить обратную задачу.

Проведена оценка максимальной высоты и скорости полета разгонного беспилотного летательного аппарата в составе транспортной воздушно-космической системы. Определен состав воздушно-космической системы, разработана аэродинамическая компоновка первой ступени - разгонного беспилотного летательного аппарата.

Решение спектра боевых задач военным самолетом достигается нахождением рационального сочетания летно-технических, демаскирующих, эксплуатационных и других характеристик, в их совокупности на основе комплексного подхода к формированию его облика. Проанализированы зависимости отношения показателя, характеризующего радиолокационную заметность самолета, к показателю, характеризующего способность самолета к выполнению основной боевой задачи от компоновочного показателя.

Індекс рубрикатора НБУВ: Р415.100.25

Шифр НБУВ: Ж24369 Пошук видання у каталогах НБУВ 

С целью раннего выявления уретровлагалищных кист у пациенток с дизурическими расстройствами и другими жалобами, характерными для патологии органов малого таза, показан осмотр на кресле у гинеколога и уролога 2 раза в год. При выявлении уретровлагалищных кист пациенткам рекомендуется оперативное лечение.

Приведена методика оценки технических и экономических характеристик турбовинтового двигателя в системе легкого регионального пассажирского самолета. На основе разработанной методики создан модульный программный комплекс, включающий блоки исходных данных по самолету и двигателю, профиля полета, расчета аэродинамических характеристик самолета с выбранным двигателем, расчета летно-технических и технико-экономических характеристик, анализа полученных результатов. Для верификации разработанной методики рассчитаны основные аэродинамические характеристики самолетов L-410М и L-410 UVP, эксплуатационные и экономические величины, получены диаграммы "длина горизонтального участка полета - коммерческая нагрузка". Показано удовлетворительное согласование экспериментальных и расчетных данных.

Представлена экспресс-методика измерения местной скорости потока в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей Т-1 Харьковского университета Воздушных сил, обладающая большей наглядностью, чем определение скорости в ядре потока с помощью метода перепада давления в форкамере и рабочей части трубы. Показано, что существующее оборудование аэродинамической трубы Т-1 позволяет достоверно определять скорость в рабочей части, уровень начальной турбулетности потока, коэффициенты поля в рабочей части, однако в настоящий момент нет возможности исследовать местные турбулентные пульсации потока, установить уровень турбулентности по режимам работы трубы. Разработанная методика является переходным этапом к экспериментальным исследованиям турбулентных пульсаций потока.

Выделены классификационные признаки поколений самолетов-истребителей для обоснования параметрического облика маневренных военных летательных аппаратов. Разработанные классификационные признаки могут быть использованы при определении технического и экономического уровня перспективных и модернизируемых самолетов-истребителей, что позволит обоснованно выбрать вариант образца боевой авиационной техники. Показано, что качественные и количественные характеристики подсистем самолетов-истребителей играют существенную роль в оценке направлений их развития и потребного уровня летно-технических, экономических и эксплуатационных характеристик.

Індекс рубрикатора НБУВ: О53-070.2 + О551-01-070.2

Рубрики:

Літаки. Літакобудування

Авіаційні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Развитие экспериментальной базы наземных аэродинамических испытаний в аэродинамических трубах как фундаментальная основа экспериментальных и прикладных аэродинамических исследований является актуальной научно-прикладной задачей. В Харьковском университете Воздушных Сил им. Ивана Кожедуба восстановлена до работоспособного состояния и введена в эксплуатацию аэродинамическая труба малых дозвуковых скоростей Т-1. Экспериментально определены основные параметры аэродинамической трубы Т-1 и критерии, характеризующие ее совершенство: качество, начальная турбулентность потока и коэффициент поля в рабочей части.