Представлено обоснование возможности применения пакета OpenFOAM для получения аэродинамических характеристик плохообтекаемых тел и изучения их зависимости от геометрических параметров данных тел.

Предложена математическая модель определения удельного часового расхода топлива двигателя ТВ3-117 на основе термогазодинамического расчета, учитывающего особенности конструкции двигателя.

Для оценки эксплуатационного поля допуска выходных параметров гидравлических систем при различных условиях работы и этапах полета приведены математические зависимости и представлены результаты, полученные в среде Mathсad в графической форме.

Рассматривается линейная вихревая модель крыла конечного размаха, представляющая собой плоскую прямоугольную пространственную пелену, покрытую непрерывно распределенным вихревым слоем. Элементами дискретизации пелены являются четырехугольные панели, лежащие на ее поверхности. Созданы метод, алгоритмы и программа расчета трех составляющих вектора индуктивной скорости от произвольно ориентированной прямоугольной площадки, покрытой вихревым слоем, интенсивность которого линейно изменяется по поверхности площадки. Решение получено в элементарных функциях. Численным способом решена задача определения закона циркуляции присоединенных вихрей по размаху крыла и расчета его аэродинамических характеристик, основываясь на принятой вихревой модели и гипотезе плоских сечений.

Изложен численный метод расчета аэродинамических характеристик профиля на основе полученных из эксперимента аэродинамических характеристик прямоугольного крыла конечного удлинения. Задача решается методом последовательных приближений с использованием матрицы частных производных коэффициентов подъемной силы и аэродинамического сопротивления крыла по соответствующим характеристикам профиля.

, mz, K), полученных путем численного моделирования профилированной пластины с перегородками и без них при различных углах отклонения органа управления (закрылка). Демонстрируется получение приращения момента тангажа с увеличением аэродинамического качества от установки перегородок.

Приводятся результаты численного исследования аэродинамических характеристик дирижабля мягкого типа с работающими винтами в дозвуковом потоке вязкого газа вблизи экрана. Показано влияние работы винтов и относительного расстояния дирижабля до экрана на величины его аэродинамических нормальной и продольной сил, а также момента тангажа при изменении углов атаки дирижабля.

Работа посвящена моделированию и исследованию аэродинамических характеристик комбинации несущего винта (НВ) и рулевого винта (РВ) вертолета классической одновинтовой схемы. Используется нелинейная лопастная вихревая модель винта со свободным диффундирующим вихревым следом, разработанная на кафедре проектирования вертолетов МАИ. Рассмотрен ряд особых режимов полета вертолета. Рассчитаны аэродинамические характеристики винтов.

Рассматриваются возможности применения и оценка эффективности установки аэродинамического гребня на хвостовой балке вертолетов марки Ми. На основе методов вычислительной аэродинамики (CFD) проводится исследование по определению аэродинамических эффектов от положения аэродинамического гребня на хвостовой балке цилиндрического сечения и производится оценка постоянных и переменных сил, действующих в зависимости от углового положения гребня.

В настоящей работе представлены результаты первого этапа летных испытаний летающей лаборатории модернизированного вертолета Ми-171А2 на базе летающей лаборатории Ми-171А, оборудованного несущим винтом с новыми лопастями из композитных материалов и новым рулевым винтом.

С помощью математического моделирования с использованием метода крупных вихрей проведено исследование по определению акустического шума, создаваемого системой цилиндр-профиль крыла в дозвуковом потоке. Проведено сравнение с результатами эксперимента, проведенного в безэховой камере.

Приведены результаты исследования влияния геометрических и кинематических параметров несущего винта на его акустические характеристики, в частности на шум вытеснения.

Представлены методики проектировочного и поверочного расчета изолированного воздушного винта для малого беспилотного летательного аппарата (мини-БЛА), основанные на вихревой теории Н.Е. Жуковского. Приводятся результаты расчета воздушного винта мини-БЛА и их сравнение с результатами подбора винта по нормальной диаграмме. Показано влияние числа Re, а также степени редукции на аэродинамические и геометрические характеристики воздушного винта.

≈ 80° – 85° исследованы вихревые следы за винтом и индуктивные скорости в следе за несущим винтом. Были рассмотрены и такие предельные режимы, как "вихревое кольцо".

Приведены результаты расчетных и экспериментальных исследований влияния внешнего топливного бака на продольные и боковые аэродинамические характеристики модели легкого транспортного самолета. Даны оценки величины сопротивления внешнего бака и его влияния на аэродинамическое качество модели самолета. Выявлено существенное снижение путевой статической устойчивости модели самолета при установке бака. Разработаны и исследованы мероприятия по повышению путевой устойчивости самолета-криоплана.

Рассматриваются методические вопросы определения гидрометеоусловий, предельных для эксплуатации летательных аппаратов морского базирования. Предложены методические подходы к проведению испытаний по определению эксплуатационных ограничений по гидрометеоусловиям летательных аппаратов морского базирования.

Отображение вектора скорости на экране индикатора на лобовом стекле является эффективным средством индикации при выполнении посадки на авианесущий корабль и короткую взлетно-посадочную полосу. Традиционный алгоритм формирования вектора скорости на экране индикатора на лобовом стекле дополнен информацией об угле заданной глиссады и скорости корабля. Это делает возможность выполнения посадки на палубу авианесущего корабля в условиях значительной качки и при большом боковом ветре.

Методика летного моделирования визуальной посадки на корабль разработана с целью повышения безопасности полета и снижения стоимости подготовки летчиков. Виртуальный корабль и его оптическая система посадки отображаются на индикаторе на лобовом стекле самолета. Летное моделирование посадки на корабль осуществляется на безопасной высоте. Предлагаемая методика отработки палубной посадки выполняется без привлечения реального авианесущего корабля и его посадочных систем. Летное моделирование посадки на корабль по предлагаемой методике осуществляется до момента касания виртуальным гаком самолета палубы виртуального корабля.

Приводятся результаты анализа применимости известных прикладных программных комплексов для автоматизации синтеза нечеткого управления движением легкого дистанционно пилотируемого летательного аппарата (ДПЛА) при его полете в сложных метеорологических условиях. Решение базируется на основе ранее сформулированного и введенного в рассмотрение принципа допустимой ограниченной априорной неопределенности оценивания аэродинамических характеристик ДПЛА.

Исследованы течения Куэтта-Тэйлора сжимаемого газа при больших числах Рейнольдса. Сформулирована постановка задачи на основе системы дифференциальных уравнений (система уравнений Навье-Стокса) для сжимаемого газа в цилиндрических координатах. На основе физической модели, построенной в CFD-пакете, получены численные результаты для различных температур поверхностей и угловых скоростей цилиндров. Построена зависимость размеров вихрей от температуры поверхностей и угловых скоростей цилиндров.

Представлены результаты численного исследования возникновения бафтинга на крыле Onera M6. Определены границы возникновения режимов автоколебаний скачка уплотнения при взаимодействии с течением в пограничном слое по числам Маха и углам атаки.

В статье приведена постановка решаемой на пилотажном стенде задачи визуализации инструкций палубного регулировщика летчикам корабельной авиации.