Управление взаимодействием жидкости с поверхностью представляет большой интерес в широком спектре областей практических приложений: возможность полной защиты летательных аппаратов от обледенения, снижение коэффициента трения на десятки процентов, увеличение расхода жидкости в трубах и каналах; при этом модели ряда приведенных выше процессов далеки от своего завершения. В настоящей работе описаны режимы обтекания жидкостью гидрофобного тела, содержащего в порах воздух, в приложении к задачам противодействия обледенению летательных аппаратов и снижения трения жидкости при обтекании ею твердых тел. Получены аналитические выражения расхода жидкости в каналах, смазка на стенках которых обеспечивает скольжение, а также оценки параметров вымывания слоя воздушной смазки из пор гидрофобного покрытия. На примерах течения между плоскостями и в цилиндрической трубе показано влияние толщины слоя смазки на расход жидкости, в частности, показана возможность его увеличения на несколько десятков процентов за счет скольжения. Разработана физико-математическая модель расчета элементарного акта взаимодействия молекулы потока с твердым телом в целях сокращения времени молекулярного моделирования при учете важных физических особенностей. Получены оригинальные выражения коэффициентов отскока молекул от поверхности твердого тела в зависимости от его физических свойств и температуры. Развиты модели взаимодействия на примере молекулы воды и твердого тела из алюминия, получены значения коэффициентов изменения скорости молекул при соударении. На основе анализа известных экспериментальных данных показана зависимость угла смачивания капель воды на плоской поверхности от температуры Дебая материала. Полученные результаты и развитые математические модели могут быть использованы при создании покрытий, препятствующих обледенению летательных аппаратов или полностью устраняющих его, в частности образования барьерного льда при течении затвердевающих жидкой пленки и капель на поверхности обтекаемых элементов летательного аппарата.

Научная статья является результатом исследования, направленного на создание математической модели для диагностики дефектов элементов конструкции воздушных судов, изготовленных из композиционных материалов. Исследование отличается новаторским подходом к оценке вероятности возникновения дефектов и их характеристик на основе анализа материальных свойств и технических параметров конструкции. Разработанная модель объединяет в себе методы статистики, математического моделирования и анализа данных, что позволяет получить более точные и надежные результаты. Полученные в ходе исследования выводы могут быть весьма ценными для улучшения методов диагностики и контроля качества в процессе производства и эксплуатации воздушных судов. Повышение уровня безопасности и надежности воздушных судов является одним из главных приоритетов авиационной отрасли, и разработанная математическая модель способствует достижению этой цели.  Применение математического моделирования может значительно повысить эффективность диагностики и контроля качества, что в свою очередь положительно влияет на техническую эксплуатацию авиационной техники в целом. Обсуждаются методы анализа и моделирования, направленные на обнаружение и классификацию дефектов, а также их влияние на безопасность и надежность воздушных судов. Рассматриваются современные подходы к контролю качества и техническому обслуживанию, а также предлагаются рекомендации по улучшению процессов диагностики и превентивного обслуживания воздушных судов для обеспечения их безопасной эксплуатации. Стандартизация процессов диагностики и внедрение новых технологий с целью обнаружения дефектов важны для дальнейших исследований. Однако необходимо также учитывать факторы, влияющие на экономическую эффективность и практическую применимость разработанных моделей и методов.

Статья посвящена вопросу оценки пилотажных характеристик самолета с учетом различных факторов, особым образом влияющих на процесс управления. В статье представлены результаты работы по созданию моделей цифрового индикатора на лобовом стекле и контура питания гидравлической системы и потребителей в продольном канале управления самолетом для проведения оценки их влияния на точность пилотирования при движении самолета по заданной траектории полета при заходе на посадку. Представлены особенности процесса разработки элементов индикатора на лобовом стекле, а именно индикаторов директорного кольца и вектора скорости, их закон управления при движении самолета по заданной траектории. Описана реализация воздействия шарнирного момента на рулевые приводы в модели гидравлической системы самолета при отклонении консолей стабилизатора от нейтрального положения. Представлен принцип интеграции Simulink-модели гидравлической системы и flash-модели индикатора на лобовом стекле с моделью пространственного движения тяжелого самолета. Представлены результаты полунатурного моделирования на пилотажном стенде, на основе которых рассчитаны значения отклонений от заданной траектории полета при выполнении разворота по кругу, определен режим, при котором шарнирный момент ограничивает угол отклонения консолей стабилизатора. Сделан вывод о целесообразности создания и использования экспериментальной базы для обеспечения исследований в области оценки влияния перспективных источников информации, обеспечивающих вывод летной информации экипажу в плохих метеоусловиях, и работы гидравлической системы на пилотажные характеристики самолета и управляющие действия летчика на различных режимах полета самолета.

Повышенная эффективность турбовинтовых двигателей в крейсерском полете, а также небольшие эксплуатационные расходы определили экономическую целесообразность применения региональных винтовых самолетов для перевозки 40–80 пассажиров на коротких маршрутах в пределах одной страны или близлежащих регионов (например, в России). Аэродинамические требования к характеристикам региональных самолетов, определяемые из типичных миссий полета для российского и европейского рынков, заметно отличаются по дальности и условиям базирования. Типичная дальность полета в Европе составляет около 800 км, в то время как в России возрастает до 1500 км вследствие ограниченного количества эксплуатируемых аэропортов и аэродромов. Ограничением по условиям базирования является длина взлетно-посадочной полосы (ВПП) 1 300 м (класс аэродромов Г) для самолетов с максимальной взлетной массой и 1 000 м (класс Д) с полезной нагрузкой до 70 % от максимального значения. Также существенным требованием в России является возможность взлета и посадки с грунтовых ВПП. Последнее приводит к усложнению конструкции и увеличению веса планера, а также необходимости повышения несущих свойств крыла. Большинство эксплуатируемых европейских региональных самолетов ранее не имели жестких ограничений по условиям базирования, и их взлетно-посадочные характеристики не были активными ограничениями при формировании компоновок крыла. Однако наблюдаемый в последнее время растущий спрос на воздушные перевозки приводит к существенному увеличению нагрузки на узловые аэропорты и, как следствие, к задержке многих рейсов. Одним из возможных способов решения этой проблемы является разгрузка крупных аэропортов за счет переноса обслуживания региональных самолетов на близлежащие пригородные аэродромы. Это потребует как модернизации существующих аэропортов, так и разработки нового поколения самолетов с короткими дистанциями взлета и посадки (КВП). Разработка самолетов КВП, способных связывать пригородные аэропорты и небольшие населенные пункты, ведется уже в течение многих лет. Характеристики КВП могут быть обеспечены как за счет разработки эффективной системы механизации с повышенным уровнем несущих свойств, так и снижения нагрузки на крыло. Снижение нагрузки на крыло, часто используемое в переходной категории легких самолетов, приводит к ухудшению крейсерских характеристик и повышению чувствительности к атмосферной турбулентности, особенно на малых высотах полета. Последнее затрудняет отслеживание траектории конечного этапа захода на посадку при управлении углом тангажа посредством отклонения руля высоты. Поэтому более предпочтительным и чаще рассматриваемым вариантом сокращения взлетно-посадочных дистанций коммерческих самолетов является повышение несущих свойств крыла в сочетании с набором дополнительных технических решений. Значительные успехи в применении численных методов для разработки механизации стреловидного крыла магистральных самолетов с высоким уровнем несущих свойств (Cy_max ≈ 3), включающей выдвижной закрылок Фаулера и трехпозиционный предкрылок, позволяют использовать аналогичный подход к проектированию механизации крыла новых региональных самолетов. С учетом специфики эксплуатации самолетов на пригородных аэродромах рассмотрен комплекс технических решений, предназначенных как для увеличения несущих свойств крыла при малых скоростях полета, так и дополнительных мер для сокращения посадочной дистанции. Приведены результаты расчетных и экспериментальных исследований предложенных технических решений с оценкой эффективности их применения на региональном самолете типа ATR 42-600.

Настоящая работа посвящена рассмотрению основных принципов построения структуры и алгоритмов систем управления полетом конвертопланов на примере винтокрылых летательных аппаратов V-22 Osprey и AW609. Приводится краткий обзор летно-технических характеристик конвертопланов. Приведены характерные коридоры конвертации на примере конвертопланов XV-15 и AW609. Рассмотрены принципы построения систем управления конвертопланов V-22 и AW609. Перечислены цели проектирования автоматической системы управления конвертируемого летательного аппарата. Подробно рассмотрена структура системы управления. Рассмотрены принципы построения законов управления для нормального (Normal Mode) и прямого (Direct Mode) режимов работы. Рассмотрены схемы гидравлических систем для привода исполнительных органов управления. Даны примеры построения структур основных систем управления конвертопланов V-22 и AW609 с тройным резервированием. Приведены основные характеристики законов управления конвертопланов. Рассмотрены основные функции автоматических систем управления конвертопланов. Рассмотрены методы обеспечения высокой надежности системы управления полетом, способы снижения нагрузки на экипаж с целью обеспечения соответствия нормативным требованиям пилотажных характеристик конвертоплана V-22. Рассмотрены особенности построения системы управления полетом и требования к законам управления конвертоплана AW609, которые позволяют улучшить пилотажные характеристики, снизить нагрузку на экипаж и повысить надежность системы управления. В качестве примера приведен вариант синтеза алгоритмов автоматической системы управления (автопилота) легкого конвертоплана для всех режимов полета (вертолетного, самолетного и переходного). Показана возможность использования относительно простых алгоритмов и структуры системы автоматического управления в процессе полета и при переходе между режимами вертолетный – самолетный – вертолетный.

Благодаря эффективному использованию результатов научно-технического прогресса Вооруженные силы Российской Федерации постоянно оснащаются новыми комплексами вооружения, что в полной мере относится и к авиации. На вооружение Воздушно-космических сил поступают современные боевые (ударные) вертолеты, эффективность применения которых в значительной степени определяется их летно-техническими характеристиками и эксплуатационными свойствами. Специфичность ударных задач, возможность эксплуатации с площадок, необходимость действий на предельно малых высотах и в условиях сильного противодействия средств противовоздушной обороны противника в быстро меняющейся обстановке предъявляют уникальные требования к летно-техническим характеристикам современных боевых вертолетов. Соответствующие летно-технические характеристики боевых вертолетов обеспечиваются особенностями их конструкции и компоновкой. Связать летно-технические характеристики вертолета с его техническими параметрами и взлетной массой позволяет уравнение существования. В работе предложена методика приближенного определения нормальной взлетной массы современного боевого вертолета на основе уравнения существования. Методика основана на выражениях, связывающих относительные массы частей вертолета с его летно-техническими характеристиками и техническими параметрами. Данные выражения получены на основе обобщения материала существующих источников и их актуализации к весовому расчету летательных аппаратов с летно-техническими характеристиками и техническими параметрами, соответствующими современным боевым вертолетам. На основе предложенной методики разработана программа для персонального компьютера, с помощью которой определена нормальная взлетная масса и проведен весовой анализ частей вертолета, стоящего на вооружении. Полученные результаты удовлетворительно согласуются с данными прототипа. Разработанные методика и программа могут быть использованы в исследованиях по обоснованию тактико-технических и эксплуатационных требований к современным боевым вертолетам, а также при выборе направлений модернизации и анализе взаимозависимости тактических, эксплуатационных и технических свойств боевых (транспортно-боевых) вертолетов, стоящих на вооружении.