Настоящая статья посвящена определению причин изменения параметров управляемости вертолета при транспортировке груза на его внешней подвеске.В качестве количественной характеристики эффективности управления для исследования влияния груза на управляемость вертолета рассматривалось максимальное угловое ускорение, приобретаемое вертолетом при одинаковых отклонениях рычага управления на различных скоростях полета.В данной статье представлены результаты исследования, полученные с помощью программного обеспече-ния HeliCargo. Данное программное обеспечение отлично себя зарекомендовало в качестве инструмента комплексного исследования влияния параметров груза на внешней подвеске вертолета на его управляемость и позволяет проводить анализ влияния параметров груза на управляемость в условиях его динамического поведения.Проведенные вычислительные эксперименты показали, что максимальное угловое ускорение вертолета с грузом на внешней подвеске значительно увеличивается по сравнению с вертолетом без груза и с аналогичным грузом внутри вертолета. Данные, полученные при проведении вычислительных экспериментов, соответствуют результатам аналитических расчетов и согласуются с литературой, основанной на опыте летной эксплуатации вертолетов.Определена причина изменения параметров управляемости вертолета при транспортировке груза на его внешней подвеске, которая заключается в том, что при наличии груза на внешней подвеске по сравнению с вертолетом без груза увеличивается тяга несущего винта из-за наличия силы натяжения троса. По сравнению же с вертолетом с грузом в кабине повышение эффективности связано главным образом с тем, что вертолет с грузом на внешней подвеске имеет меньшие моменты инерции, т. к. груз находится не внутри кабины, а снаружи.Полученные результаты могут быть использованы для совершенствования руководств по летной эксплуатации и литературы по обучению летного состава, что сыграло бы значительную роль в обеспечении безопасности полетов и повышении эффективности эксплуатации вертолетов при использовании внешней подвески.

При выполнении вертолетами воздушных перевозок и авиационных работ с использованием внешней подвески возможно возникновение особых ситуаций, которые являются результатом воздействия неблагоприятных факторов. Наиболее сложными и опасными этапами полета являются этапы взлета и посадки.Для исследования динамики полета любого летательного аппарата на предельных режимах полета, в том числе вертолета с грузом на внешней подвеске, наиболее рационально использовать теоретические методы, а именно математическое моделирование, достоинство которого состоит в относительной дешевизне, возможности моделировать особые ситуации вплоть до катастрофических, а также в возможности задавать необходимые внешние воздействия.При проведении теоретических исследований нецелесообразно и невозможно смоделировать все особые ситуации, которые могут возникнуть на рассматриваемых этапах полета. В связи с этим на начальном этапе исследований необходимо решить задачу составления перечня наиболее характерных особых ситуаций - схемы расчетных случаев. Этой проблеме и посвящена настоящая статья.В статье рассмотрены характерные ошибки пилотирования вертолета с грузом на внешней подвеске на этапах взлета и посадки, а также наиболее опасные отказы техники и нерасчетные условия эксплуатации, на основе анализа которых была создана схема расчетных случаев. Проведя моделирование в соответствии с данной схемойрасчетных случаев, можно будет определить влияние параметров груза, параметров полета, воздействия неблаго-приятных факторов на динамику системы «вертолет - груз на внешней подвеске» на взлете и посадке, что в свою очередь позволит определить границы безопасной эксплуатации данной системы на этих этапах полета и сформулировать рекомендации для экипажа по предотвращению особых ситуаций или по выходу из них.Для дальнейших исследований предполагается использовать разработанный ранее программный комплексHeliCargo, который позволяет моделировать динамику вертолета с грузом на внешней подвеске.

Летательные аппараты являются высокотехнологичной продукцией машиностроения, которая характеризуется широким набором свойств, среди которых можно выделить две наиболее важные группы, характеризующие, соответственно, эффективность летательного аппарата и его технический уровень.Повышение эффективности авиационной техники является важнейшим условием развития воздушного транспорта, но эффективность не может служить исчерпывающей характеристикой технической системы, особенно при прогнозировании и разработке требований к новой технике. Разработчик авиационной техники должен оценивать перспективность того или иного технического решения, но на стадии проектирования достаточно точно рассчитать экономическую эффективность не всегда возможно. Эксплуатант авиационной техники должен уметь выбрать наиболее технически совершенные летательные аппараты из предлагаемых на рынке, чтобы приобретенная техника долго морально не старела. Отсюда вытекает потребность в проведении неэкономической оценки технических систем, что можно сделать с помощью оценки их технического уровня.Технический уровень является обобщенным показателем, включающим совокупность показателей технического совершенства. Техническое совершенство отражается в показателях материалоемкости и энергоемкости, в эргономических показателях, в показателях безопасности и прочем и достигается в результате оригинальных конструктивных решений, применения новых высокопрочных материалов малой плотности, внедрения прогрессивных технологических процессов, методов расчета, контроля, испытаний и т. д.Для определения технического уровня магистральных самолетов гражданской авиации разработан метод, который доработан с целью учета особенностей эксплуатации самолетов авиации общего назначения. Однако, по мнению авторов настоящей статьи, данный метод требует некоторого уточнения. Этому посвящена настоящая статья, в которой уточнена формула для расчета обобщенного показателя технического уровня, с применением которой произведено определение технического уровня дальних магистральных самолетов гражданской авиации.

На основании информации из интернета авторы приняли решение воспроизвести в вычислительном эксперименте с помощью Системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА), разработанной и постоянно совершенствуемой в МГТУ ГА, возможные условия посадки самолета Ил-76ТД-90ВД в Антарктиде. СММ ДП ЛА ранее проявила свои возможности по решению подобных задач для различных типов самолетов в различных условиях, в том числе Ил-76ТД, Ил-96-300, Ил-96Т, в том числе на скользких взлетно-посадочных полосах.Для постановки вычислительных экспериментов использовалась информация из источников в интернете. Авторы не ставили целью получение окончательных численных результатов, описывающих возможные условия эксплуатации. Предполагалось лишь получить достоверные качественные результаты, адекватно описывающие поведение самолета Ил-76ТД-90ВД при посадке на скользкую взлетно-посадочную полосу.Так, удалось получить характерный разворот самолета в конце пробега и показать, что манера управления пилота в этих условиях мало влияет на качественный характер поведения самолета. Самый существенный фактор,приводящий к такому маневру, это особенность связи продольного и поперечного сцепления колес шасси с ВПП.Удалось идентифицировать минимально допустимое значение нормативного коэффициента сцепления взлетно-посадочной полосы (0,42), при котором возможна безопасная посадка в условиях бокового ветра 15 м/с.Полученные результаты, качественно совпадающие с известными ситуациями, свидетельствуют о возможности СММ ДП ЛА корректно воспроизвести разнообразные случаи посадки самолета Ил-76ТД-90ВД на ледовые аэродромы Антарктиды и идентифицировать отдельные неточно известные параметры.

При десантировании тяжелых моногрузов ухудшается управляемость военно-транспортного самолета. Для решения этой проблемы применяется специальная методика пилотирования с упреждением, разрабатываются средства автоматизации. Для предварительной проработки методики пилотирования и для синтеза алгоритма автоматического управления необходимо иметь достоверную математическую модель динамики самолета при десантировании моногруза. Такая модель должна учитывать значительное изменение положения центра масс и тензора инерции самолета. В этой связи при использовании упрощенных моделей движения центра масс и вращения вокруг центра масс самолета не учитываются инерционные силы и моменты от перемещающегося моногруза, действующие на него, что не позволяет получать достоверные результаты при моделировании. В статье представлено описание математической модели движения военно-транспортного самолета при десантировании моногруза как сложной материальной системы твердых тел с подробным описанием свойств ее компонентов. Представлены уравнения движения самолета как системы несущего (самолет без моногруза) и носимого (перемещающегося моногруза) тел с учетом изменения тензора инерции. Учитывается функционирование силовой установки, рулевых приводов, системы управления самолета, вытяжного парашюта, датчиков первичной информации. Применяется форма записи уравнений движения системы тел в проекциях на оси связанной с самолетом системы координат. Такой подход учитывает изменения тензора инерции и положения главных центральных осей инерции в процессе десантирования моногруза. Это позволяет достоверно моделировать состояние самолета при любых значениях скорости тангажа, нормальной перегрузки, а также массах моногрузов и вариантах их размещения, что подтверждается высокой сходимостью результатов моделирования с данными летных испытаний.

С каждым годом в гражданской авиации гражданской авиации появляются все новые воздушные суда, в том числе и большой взлетной массой. В настоящее время в эксплуатации гражданской авиации появился широкофюзеляжный самолет А-380, взлетная масса которого составляет до 560 т. Вихревой след за таким самолетом представляет реальную угрозу для других, летящих следом, самолетов. Особенно такой след опасен на режимах взлета и посадки при наличии слабого бокового ветра. В данной статье с помощью разработанного специального расчетно-программного комплекса были выполнены исследования характеристик вихревого следа за самолетом А-380 на режимах взлета и посадки. Расчетно-программный комплекс включает в себя две математические модели: математическую модель ближнего вихревого следа и математическую модель дальнего вихревого следа. Эти математические модели базируются на вихревом методе. Математическая модель ближнего вихревого следа построена на основе аналитико-экспериментального подхода. На крейсерских режимах полета это четырехвихревая система вихревого следа, а на режимах взлета и посадки - шести- или восьмивихревая система. Математическая модель дальнего вихревого следа базируется на точном решении уравнений Гельмгольца. Это позволяет учесть диффузию и диссипацию вихря с течением времени. Влияние осевой скорости в математической модели дальнего вихревого следа учитывается путем размещения в центре вихря стока. Его интенсивность находится из экспериментальных данных. Были рассчитаны поля возмущенных скоростей за самолетом А-380. Представлены поля воз-мущенных скоростей при наличии слабого бокового ветра 0,5÷1,5 м/с в различные моменты времени. Показанымоменты зависания крыльевых вихрей самолета А-380 над центром взлетно-посадочной полосы. Выполнен расчетаэродинамических характеристик самолета МС-21-400 в вихревом следе самолета А-380. Показано, что при попадании самолета МС-21-400 в центр крыльевого вихря возникающие моменты крена не парируются.

Для вертолетов одновинтовой схемы существуют режимы полета, когда рулевой винт оказывается под значительным индуктивным воздействием со стороны вихревого следа несущего винта. Индуктивное воздействие вихревого следа несущего винта может вызвать значительное изменение характера обтекания рулевого винта и его аэродинамические характеристики по сравнению с изолированным винтом. При этом возможно увеличение угла установки лопастей рулевого винта, требуемого для обеспечения управляемости вертолета.Статья посвящена численному моделированию работы рулевого винта в присутствии вихревого следа несущего винта на примере вертолета Ми-171. Численное моделирование выполнено на базе нелинейной лопастной вихревой модели винта, разработанной на кафедре «Проектирование вертолетов» МАИ.Рассмотрены режимы висения вертолета при наличии бокового ветра различной интенсивности Vz. Получены зависимости тяги по времени для изолированного рулевого винта и рулевого винта с учетом вихревого следа несущего винта для одинаковых режимов работы. Проанализировано обтекание винтов при помощи линий тока, рассмотрена структура вихревого следа. Представленные результаты позволяют прояснить физическую картину работы рулевого винта и влияние на его работу несущего винта. Установлено, что вихревой след несущего винта наиболее значительно влияет на работу рулевого винта при боковом ветре справа, когда рулевой винт попадает в режим «вихревого кольца». Индуктивное воздействие вихревого следа несущего винта приводит к возникновению у рулевого винта режима «вихревого кольца» на меньших скоростях (Vz :: 5 м/с), чем в случае изолированной работы рулевого винта (Vz :: 12,5 м/с). При этом требуемый угол установки лопастей рулевого винта при Vz = 5 м/с увеличивается на 13 %. Получено удовлетворительное совпадение результатов расчета и летного эксперимента.

Статья посвящена анализу результатов расчетного исследования виброперегрузки несущего винта, вызванной пульсацией силы тяги несущего винта вертолета.В статье представлены методика расчета, объект исследования и результаты численного исследования индивидуального управления каждой лопастью по азимуту путем циклического изменения угла их установки с целью уменьшения амплитуды вибраций, передаваемых на втулку несущим винтом вертолета. Выработан закон индиви-дуального управления лопастями по лопастным частотам для пятилопастного несущего винта, позволяющийуменьшить вибрации силы тяги с учетом и без учета махового движения лопасти. Определена область, где виброперегрузки будут минимальные.Проведены численные исследования переменных нагрузок, обусловленных нестационарным обтеканием лопастей несущего винта, передаваемых на втулку винта при больших относительных скоростях полета. Для моделирования процесса обтекания лопастей использовалась схема тонкой несущей поверхности в вихревой теориинесущего винта. Неравномерные нагрузки, вызванные силой тяги, разложены по лопастной гармонике и оберто-нам. Выделены наибольшие величины отклонения от средней амплитуды силы тяги. Выполнен анализ переменных нагрузок с традиционной системой управления. Выработаны алгоритмы управления высшими гармониками, которые реализуются при управлении лопастями и позволяют уменьшить пульсации силы тяги при фиксированном среднем значении силы тяги.Расчетные исследования показали, что индивидуальное управление высокими гармониками лопасти снижает уровень переменных нагрузок, при этом необходимое изменение установки лопасти составляет ±0,2 градуса, что соответствует максимальному дополнительному перемещению рычага управления около 1 мм.Для получения общей картины необходимо учитывать все шесть компонент сил и моментов. Для каждого из них будет выработан свой закон управления и свои коэффициенты. Предполагается, что каждый из шести законов управления по отдельности будет влиять на другие компоненты. Таким образом, задача сводится к оптимиза-ционной задаче, в результате которой получится общий закон индивидуального управления лопастями, удовлетво-ряющий многим противоречивым требованиям.

При активном маневрировании вертолета возникает потребность в знании траектории движения концов лопастей вертолета. В связи с этим ставится задача измерений положения концов лопастей вертолета.Основная сложность измерений связана с тем, что лопасть является высокодинамично движущимся объектом.В данной работе предлагается двухканальная система измерений положения лопастей вертолета. В состав данной системы измерения входят тензометрический и оптический каналы измерения. Оптическая система изме-рения основана на применении высокоскоростной камеры и вычислительного блока, производящего обработку полученных видеокадров с изображением лопасти. Тензометрическая система измерения включает в себятензометрические датчики (расположенные на поверхности лопасти) и тензостанцию, которая регистрируетизмерения и передает для последующего анализа на вычислительный блок по радиоканалу. Был сформирован облик двухканальной системы и разработан аппаратно-алгоритмический состав оптического и тензометрического каналов.Для оптического канала измерений были решены проблемы, связанные с недостаточной контрастностью изображений лопасти и фона, идентификации лопастей и оценкой их положения. Для тензометрического канала измерений была предложена модель пересчета измерений датчиков из их собственных систем координат в систему координат вертолета и разработана система передачи измерений по радиоканалу на вычислительный блок.Проведены исследования работоспособности и физической реализуемости предложенной двухканальной системы на экспериментальной установке. Оптический канал производил измерения положения двух лопастей, тензометрический - только той, на которой установлены тензометрические датчики. Результаты экспериментов подтвердили физическую реализуемость предложенной двухканальной системы измерения.

В фундаментальных прогнозах ведущих научных центров аэрокосмической индустрии поставлена задача существенно сократить время разработки новых летательных аппаратов за счет создания нового поколения средств проектирования с привлечением систем искусственного интеллекта. В данной статье рассматривается подход к развитию быстрых методов аэродинамического проектирования, основанных на применении технологии искусственных нейронных сетей. Решается задача создания быстрого интерполяционного метода аэродинамического расчета компоновки малого летательного аппарата самолетной схемы. Составными частями метода являются математическая модель компоновки, генератор компоновок данного класса на базе репликативных искусственных нейронных сетей, автоматизированный алгоритм выбраковки неудачных компоновок, созданных в автоматическом режиме, робастный прямой метод аэродинамического расчета компоновок, аппроксиматоры на базе искусственных нейронных сетей.Методы, основанные на применении искусственных нейронных сетей, занимают некоторое промежуточное место между методами решения краевых задач вычислительной аэродинамики или экспериментом и упрощенными (инженерными) методами. Использование искусственных нейронных сетей для оценки аэродинамических характери-стик накладывает определенные ограничения на представление входной информации. При использовании искусственных нейронных сетей в качестве аппроксиматора аэродинамических характеристик размерность входного вектора, описывающего компоновку, не должна превышать нескольких сотен. При этом компоненты входного вектора должны включать в себя все основные параметры, традиционно используемые для описания компоновок рассматриваемого класса и полностью отражающие наиболее существенные аэродинамические и конструктивные свойства.В статье приведены результаты первого этапа работ. Предложена обобщенная математическая модель компоновок малоразмерных беспилотных летательных аппаратов. Для определения диапазона изменения геометрических параметров компоновки сделан обзор аппаратов данного класса. Результатом работы является алгоритм и компьютерная программа на базе искусственных нейронных сетей для генерации компоновок данного класса. Сгенерировано 10000 компоновок, выбраковка неудачных позволила создать набор данных. Выбран, тестирован и подготовлен к проведению численных экспериментов прямой метод для выполнения аэродинамического расчета.

При создании быстрого метода аэродинамического проектирования малоразмерного летательного аппарата, основанного на аппроксимации данных с помощью технологии искусственных нейронных сетей, требуется иметь расширенный набор данных, который используется для построения, обучения и тестирования алгоритмов. Данный набор существенно превосходит количество существующих аппаратов данного класса, что обуславливает необходимость создания генератора компоновок малоразмерного летательного аппарата. Первоначальное расширение базы данных выполнено варьированием параметров математической модели в заданном диапазоне значений. Генератор компоновок представляет собой искусственную нейронную сеть, обученную на расширенном множестве реальных объектов в рамках упрощенной математической модели компоновки. Важным элементом создания экземпляра компоновки данного класса является алгоритм выбраковки данных, полученных на выходе искусственной нейронной сети.Исходное множество реальных компоновок состояло из 25 объектов. Упрощенная математическая модель описывает поверхность компоновки летательного аппарата 50 параметрами. Генератор компоновок формирует входной файл для прямого аэродинамического расчета размерности порядка нескольких тысяч. В качестве прямых методов использованы компьютерные коды BLWF и VISTRAN, которые ставят в соответствие каждой компоновке значение коэффициентов сопротивления, подъемной силы и продольного момента. Выбраковка компоновок выполнялась на двух уровнях: на уровне генерации компоновок по геометрическим критериям и после проведения прямых расчетов по выбросу аэродинамических параметров. Полученный в результате набор данных использован для создания искусственных нейронных сетей, число которых соответствует числу рассчитанных аэродинамических коэффициентов. Полученные математические модели реализованы в программном комплексе MATLAB и имеют удобный интерфейс, позволяющий в режиме реального времени увидеть результаты модификации компоновок.

В работе представлен начальный этап отработки аэродинамической компоновки корпуса перспективного среднего вертолета. Основной целью работы является создание модели фюзеляжа и минимизация его лобового сопротивления.На первом этапе работы были проанализированы экспериментальные данные, полученные в ЦАГИ и других научных центрах. Были учтены особенности обтекания отдельных частей фюзеляжа, полученные в ходе экспериментальных исследований. Описаны зависимости лобового сопротивления компонент фюзеляжа, таких как носовая часть, обтекатели выхлопных труб вертолета, спонсоны и хвостовая часть фюзеляжа, от их формы.На втором этапе работы была создана геометрия фюзеляжа в программе SolidWorks. При проектировании были учтены все особенности обтекания различных компонент фюзеляжа, полученные из экспериментальных данных.На третьем этапе был проведен расчет аэродинамических характеристик разрабатываемой модели фюзеляжа. Расчеты проводились в программе ANSYS CFX (Лицензия ЦАГИ № 501024). Граничные условия были вы-браны таким образом, чтобы соответствовать нормальным атмосферным условиям на высоте 1000 метров при по-лете со скоростью V = 85 м/с. Также был проведен расчет с учетом выхода горячей струи из двигателей. Целью данного расчета был поиск оптимального угла наклона выхлопных труб двигателя, чтобы горячая струя не попадала на хвостовую балку и стабилизатор и создавала максимальную пропульсивную силу. Для проведения расчетов была построена неструктурированная расчетная сетка с числом ячеек :: 13 млн.Анализ показал, что данный фюзеляж имеет на 20 % меньшее лобовое сопротивление на режиме крейсерского полета (аф = -4°) по сравнению с исходной моделью. На режиме крейсерского полета горячие струи не попадают на хвостовую балку и стабилизаторы, таким образом, они защищены от перегрева.

В работе рассмотрена оптимизация формы фюзеляжа в конфигурации «крыло - фюзеляж». Рассмотрено три постановки задачи. В первой угол атаки зафиксирован и равен нулю, крыло имеет симметричный профиль, а фюзеляж задается круговыми сечениями. Во второй фюзеляж задается эллиптическими сечениями. В третьей угол атаки варьируется, коэффициент подъемной силы зафиксирован, крыло предварительно оптимизировано, а фюзеляж задается сечениями, состоящими из верхнего и нижнего полуэллипсов с возможностью смещения сечения вдоль вертикальной оси. Во всех постановках задачи объем компоновки, длина фюзеляжа, форма и положение крыла, форма первого и последнего сечений фюзеляжа зафиксированы. В роли целевой функции выступает коэффициент сопротивления. Оптимизация проведена с помощью непрямого метода оптимизации, основанного на самоорганизации. Аэродинамические коэффициенты получались в результате решения уравнений Рейнольдса с замыканием по модели турбулентности SST в коммерческом программном пакете Ansys CFX на структурированных многоблочных расчетных сетках. Результаты оптимизации сравниваются с конфигурацией, спроектированной традиционным образом. Фюзеляж этой конфигурации имеет цилиндрический участок в области стыка с крылом и носовую часть в виде оживала Кармана. Решение задачи оптимизации в первой постановке снижает коэффициент сопротивления компоновки «крыло - фюзеляж» при нулевом угле атаки примерно на 3 %. Использование фюзеляжей эллиптического сечения позволяет снизить коэффициент сопротивления на нулевом угле атаки на 9 %. Решение задач оптимизации в первых двух постановках позволяет снизить сопротивление в широком диапазоне углов атаки. При коэффициенте подъемной силы, выбранном для третьей постановки задачи в качестве ограничения, величина уменьшения сопротивления составляет порядка 7 %. Дальнейшее снижение сопротивления за счет использования вариации формы фюзеляжа, несимметричной относительно горизонтальной плоскости, составляет порядка 2,5 %. При этом фюзеляж оптимальной конфигурации имеет характерный подфюзеляжный «грот» - поджатие с боков при продолжающемся нарастании высоты. Носовая часть оптимального фюзеляжа расширена, имеет треугольную форму в плане и отклонена вниз.

Поиск оптимальных вариантов композитных ремонтных заплат позволяет увеличить время эксплуатации поврежденной конструкции летательного аппарата. Для грамотного выбора варианта ремонта необходимо иметь расчетный комплекс, который прогнозирует напряженно-деформированное состояние системы «конструкция - клей - заплата» и учитывает скорость роста повреждения при изменении свойств материалов. Предлагается вари- ант построения такого комплекса, основанного на методе инклюзии.Для расчета клеевого ремонта схема соединения разбивается на две области - металлическая пластина с отверстием по форме заплаты и составная пластина (инклюзия) «заплата - клеевой слой - обшивка». Расчет прово- дится в следующие три этапа.Оценка влияния заплаты на напряженно-деформированное состояние обшивки и распределение внут- ренних усилий между обшивкой и заплатой при отсутствии повреждений. Расчет напряженно-деформированного состояния проводится отдельно для пластины с отверстием и для инклюзии с последующей стыковкой решений по условиям совместности деформаций.Определяется характер развития повреждения при новом напряженно-деформированном состоянии об- шивки из-за присутствия приклеенной заплаты - проводится расчет коэффициентов интенсивности напряжений в трещине обшивки для определения параметров роста этой трещины. Заплата моделируется набором «пружин», перекрывающих трещину и соединяющих ее берега.Анализ деградации упругих свойств материала заплаты. Эффективность ремонта оценивается по степе- ни замедления роста трещины в исходном материале по сравнению со случаем отсутствия заплаты.Приведен пример расчета эффективности ремонта трещины от числа циклов нагрузки для обшивки из алюминиевого сплава 7075-Т6, и композитных заплат с квазиизотропной укладкой из угле-, стекло- и боропласти-ка с эпоксидным связующим, и из гибридного металл-полимерного материала GLARE.Из анализа результатов видно, что наиболее эффективна углепластиковая пластина. Наименьшая эффективность у стеклопластиковой заплаты из-за ее низкой жесткости. Заплата из GLARE, состоящая из стекло- пластиковых слоев, но сориентированных поперек повреждения, эффективна на уровне угле- и боропластико-вых заплат.Предложенная методика расчета клеевых ремонтов и соответствующая расчетная модель позволяют оперативно производить анализ возможных случаев повреждения конструкции и подбирать оптимальный вариант установки заплаты с учетом фактора долговечности материала под действием циклических нагрузок (пренебрежение этой информацией может привести к установлению неадекватных интервалов осмотра места повреждения и повлиять на экономические показатели эксплуатации летательного аппарата и безопасность полетов).

Опыт разработки силовых конструкций планера из полимерных композиционных материалов показал, что в рамках традиционных конструктивно-силовых схем на основе подкрепленной слоистой обшивки практически невозможно обеспечить снижение веса для композитных конструкций агрегатов планера по сравнению с металли- ческими аналогами. Основной причиной является низкий уровень прочностных и деформационных характеристик современных связующих (смол), который не позволяет реализовать высокие прочностные свойства углеродных волокон в слоистых композитных пакетах, используемых для силовых обшивок панелей.Для создания легких и надежных силовых композитных авиаконструкций необходима разработка принци- пиально новых типов конструктивно-силовых схем, позволяющих в максимальной степени реализовать потенциал современных композиционных материалов. Разработка таких конструктивно-силовых схем требует формирования нового подхода к проектированию композитных авиаконструкций, поскольку традиционный поэтапный подход основан на ряде существенных допущений, большинство из которых справедливо лишь для конструкций из авиа- ционных металлических сплавов, но не корректны применительно к конструкциям из композиционных материа- лов. Невозможность применения поэтапного подхода, позволяющего решить задачу проектирования по частям, а также возросшее (по сравнению с металлическими конструкциями) число проектных параметров, приводит к ра- дикальному увеличению трудоемкости проектирования композитных конструкций.В данной работе предложен новый подход к проектированию композитных авиаконструкций, позволяю- щий существенно снизить непомерно возросшую трудоемкость задачи проектирования. Новый подход предпола- гает одновременное решение основных проектировочных задач на различных уровнях детализации композитной конструкции в рамках единого глобального этапа. Применение данного подхода позволило получить ряд принци- пиально новых и эффективных по весу решений для конструкции цилиндрического отсека фюзеляжа гражданского самолета, а также для конструкции самолета в схеме «летающее крыло».

Сетчатые композитные конструкции фюзеляжа разрабатываются в качестве альтернативы традиционным композитным авиаконструкциям на основе слоистой обшивки и подкрепляющего набора. Конструктивно-силовая схема сетчатых конструкций позволяет максимально реализовать преимущества современных композиционных материалов при минимизации их основных недостатков, что дает возможность обеспечить более высокую весовую эффективность для этих конструкций по сравнению с традиционными аналогами.Разработка и создание сетчатых композитных конструкций требует разработки новых методик анализа проч- ности, поскольку традиционные методики, как правило, ориентированы на анализ прочности тонкостенных элемен- тов и не позволяют получить надежную оценку местной прочности силовых однонаправленных композитных ребер.В данной работе представлена методика оперативного анализа прочности сетчатых композитных кон- струкций на основе специализированных параметрических моделей метода конечных элементов однонаправлен- ных композитных ребер и их пересечений. В рамках методики каждое ребро моделируется кессонной структурой, состоящей из произвольного числа стенок и полок, моделируемых на основе мембранных конечных элементов. Параметры полок и стенок вычисляются из условия равенства жесткостей натурного ребра и модели. Данная мето- дика позволяет проводить анализ локальной прочности силовых ребер сетчатой конструкции без использования трехмерных конечных элементов, что позволяет сократить время вычислений и значительно упростить анализ ре- зультатов расчетов.Для валидации предложенной методики были использованы результаты экспериментальных исследований натурного прототипа оболочки сетчатого композитного отсека фюзеляжа. Прототип сетчатого отсека был изготов- лен в ЦНИИСМ и испытан в ЦАГИ в рамках ряда российских и международных научно-исследовательских работ.Результаты валидации показали, что предложенная методика позволяет с высокой оперативностью проводить ана-лиз прочности сетчатых конструкций фюзеляжа при обеспечении высокой точности результатов оценки прочност- ных параметров конструкции и может быть использована в качестве базовой на начальном этапе проектирования сетчатых композитных конструкций отсеков фюзеляжа.

В данной статье приведены результаты экспериментальных исследований гидродинамических характеристик созданной радиоуправляемой модели самолета с шасси на воздушной подушке, полученные при испытаниях в опытовом бассейне научно-исследовательского Московского комплекса ЦАГИ на взлетно-посадочных режимах с варьированием центровки и давления в баллонах шасси на воздушной подушке на ровной и взволнованной водных поверхностях.В основе моделирования радиоуправляемой модели самолета с шасси на воздушной подушке принимался критерий Фруда, а также обрабатывались параметры (геометрия, масса, энергетика) по натурным образцам самолетов типа «Динго», ЛМС, Ан-26, С-130 «Геркулес». Испытания проводились на установке стандартных испыта-ний по принятой методике испытания динамически подобных моделей в опытовом бассейне.Оптимальное значение сопротивления движению на гладкой воде было достигнуто при кормовой центровке при давлении в баллонах на воде 700 Па. В этом случае сопротивление на горбе (скорость 2 м/с) не превышает 29 Н (гидродинамическое качество на горбе сопротивления Кг = 13,5), а при скорости 10 м/с сопротивление 30 Н (Кг = 13).Наиболее неблагоприятным режимом движения является конфигурация с пониженным давлением в бал-лонах (400 Па). В этом случае Кг = 6,5. При движении с углом рыскания 10º значение сопротивления движению практически не меняется (Кг = 13,1), в то время как при 20º растет (Кг = 10,6). При движении по взволнованной поверхности критическая длина волны составляет две длины шасси на воздушной подушке и при этом сопротивление увеличивается на 25 % против случая других волн.Такие самолеты с шасси на воздушной подушке могут применяться в труднодоступных регионах России.

Опыт последних лет свидетельствует, что основные проблемы при создании боевой беспилотной авиации лежат не в плоскости создания беспилотного самолета как летательного аппарата. Основная сложность заключается в создании необходимых для применения беспилотного летательного аппарата алгоритмов, информационных датчиков, аппаратуры управления, связи и т. п. В этом контексте особо следует выделить проблему замещения летчика как датчика и как оператора управления на борту беспилотного летательного аппарата. Частично эта проблема может быть решена за счет дистанционного управления. Однако существуют этапы полета, где в силу различных причин (быстротечность, отсутствие устойчивой связи и т. п.) полет возможен только при полностью автономном управлении и информационном обеспечении. К ним относятся, например, этапы непосредственного боевого применения (атаки наземной или воздушной цели) - ключевые с точки зрения предназначения и предъявляющие максимальные требования к характеристикам (облику) беспилотного летательного аппарата. Именно поэтому перспективные беспилотные летательные аппараты сейчас рассматриваются как «автономные настолько, насколько это возможно». Очевидно, что эффективность автономного беспилотного летательного аппарата будет определяться в значительной мере эффективностью алгоритмов автоматического управления им, и тем больше, чем выше будет степень автономности беспилотного летательного аппарата. С другой стороны, оптимальные алгоритмы управления можно синтезировать, опираясь только на характеристики объекта управления. Поэтому формирование облика (внешнее проектирование) беспилотного летательного аппарата и синтез алгоритмов управления им должны происходить параллельно и взаимоувязано. В работе раскрывается содержание и приводится пример использования методики внешнего проектирования маневренного беспилотного летательного аппарата, отличительной особенностью которой является взаимоувязанность процессов формирования облика (внешнего проектирования) беспилотного летательного аппарата и синтеза алгоритмов автоматического управления им.

В статье рассмотрены особенности размещения и функционирования ветропривода специального оборудования сельскохозяйственных самолетов для проведения авиационного опрыскивания. Представлены сведения по достоинствам и перспективам использования ветропривода на сельскохозяйственных самолетах, экспериментальные и расчетно-аналитические данные по неоднородности набегающего потока в зоне установки ветропривода и параметрам его работы при выполнении авиационного опрыскивания на примере самолета Ан-2 с серийным специальным оборудованием. Сформирована математическая модель ветряка в неоднородном набегающем потоке, разработан и апробирован с учетом экспериментальных данных программный пакет комплексной оценки условий и показателей работы ветропривода с учетом его параметров и данных самолета и режимов его полета. Получены характерные данные по работе ветряка и ветропривода в процессе опрыскивания, определены особенности динамики включения ветропривода на основных режимах и раскрутки ветряка при отсутствии нагрузки, представлены сведения по неравномерности силового нагружения лопастей ветряка при опрыскивании и переходных процессах, проведена количественная оценка влияния типового изменения параметров полета и работы силовой установки самолета при обработках на показатели функционирования ветропривода, подачи и внесения рабочих жидкостей. Сформулированы основные закономерности, качественные и количественные особенности применения ветропривода на авиационных работах и предложения и рекомендации по его перспективному совершенствованию и использованию. Результаты работы могут быть использованы при проектировании и модернизации ветропривода специального оборудования сельскохозяйственных самолетов и отработке эксплуатационных и технологических процедур выполнения ими авиационных работ в сельском и лесном хозяйствах.

Известно, что на территории РФ планируется строительство нескольких крупных ветропарков. Задачи, связанные с проектированием и с оценкой эффективности работы ветропарков, являются актуальными на сегодняшний день. Одно из возможных направлений в проектировании связано с математическим моделированием. Метод крупных вихрей (вихреразрешающее моделирование), разработанный в рамках направления вычислительной гидродинамики, позволяет в деталях воспроизводить нестационарную структуру течения и определить различные интегральные характеристики.В данной статье проведен расчет работы одиночной ветроэлектрической установки с помощью метода крупных вихрей и метода плоских сечений вдоль лопасти турбины. Для постановки задачи рассматривалась расчетная область в форме параллелепипеда и использовалась адаптированная неструктурированная сетка. Математическая модель включала в себя основные уравнения неразрывности и количества движения для несжимаемой жидкости. Крупномасштабные вихревые структуры рассчитывались при помощи интегрирования фильтрованных уравнений. Расчет был проведен с использованием модели Смагоринского для определения значения турбулентной подсеточной вязкости. Геометрические параметры ветроэлектрической установки задавались исходя из открытых источников в интернете.Все физические величины в расчетной области определялись в центре расчетной ячейки. Аппроксимация слагаемых в исходных уравнениях была выполнена со вторым порядком точности по времени и пространству. Уравнения для связи скорости и давления решались с помощью итерационного алгоритма PIMPLE.Общее количество рассчитываемых физических величин на каждом временном шаге равнялось 18. В связи с этим требовались ресурсы вычислительного кластера.В результате расчета течения в следе для трехлопастной турбины получены осредненные и мгновенные значения скорости, давления, подсеточной кинетической энергии и турбулентной вязкости, компоненты тензора подсеточных напряжений. Полученные результаты, качественно совпадающие с известными результатами экспе-риментов и численных расчетов, свидетельствуют о возможности адекватно рассчитать параметры течения дляодиночной ветроэлектрической установки.

Работа направлена на развитие и применение программного комплекса моделирования высокоскоростных турбулентных течений газа. Рассмотрены двумерные нестационарные течения в кавернах и отсеках и трехмерные течения в отсеке сложной геометрии. Используются две параметрические модели турбулентности.Проведено численное моделирование нестационарного трансзвукового течения с числом Маха набегающего потока Mоо = 0,74 в узком канале с мелкой каверной внутри. Получены зависимости статического давления в фиксированных точках пространства от времени. Показано, что отличие результатов обработки данных численного моделирования с использованием быстрого преобразования Фурье от экспериментальных данных составляет не более 6-10 %.Проведено численное моделирование нестационарного трансзвукового течения с числом Маха набегающего потока Mоо = 0,85 в мелкой каверне. Получены низкочастотные колебания статического давления в нескольких фиксированных точках пространства. Спектральные функции колебаний в центре каверны сопоставлены с экспериментальными данными и модами Росситера. Получено приемлемое соответствие расчетов эксперименту. Проведено исследование влияния геометрического фактора на частотные характеристики потока. Для этого к каверне добавлены круглые створки. Наличие створок привело к изменениям в самых низкочастотных модах колебаний. Исчезла первая мода, уменьшилась амплитуда второй моды и значительно уменьшилась амплитуда третьей моды. Изменение высоты выступающей во внешний поток части геометрии привело к изменениям амплитуд пульсаций давления без изменения частот. Для данного случая приводится сравнение спектральных функций, полученных с использованием двух рассмотренных моделей турбулентности. Установлено, что значения частот отличаются слабо, различия имеются в амплитудах пульсаций.Проведено численное исследование влияния положения плоской заслонки на параметры нестационарного дозвукового течения с числом Маха набегающего потока Mоо = 0,65 в цилиндрическом отсеке с внутренним телом. Рассмотрены случаи отклонения заслонки внутрь отсека с углами 26 и 41º относительно горизонтальной плоскости, а также случай без заслонки. Получены низкочастотные колебания статического давления. Наличие заслонки не изменило частот пульсаций статического давления. С ростом угла отклонения заслонки растут амплитуды колебаний во всех рассмотренных точках течения.