Наведено результати експериментальних досліджень в аеродинамічній трубі моделі літального апарата "літаюче крило" складної форми з кінцевими аеродинамічними поверхнями різної геометрії. Визначено вплив зазначених геометричних параметрів на несучі властивості та характеристики подовжньої, поперечної і шляхової статичної стійкості літального апарата "літаюче крило".

Розглянуто особливості задачі оптимізації літака зі зчленованим тандемним крилом і підходи до розв'язання аналогічних задач. Наведено структурну схему математичної моделі літака зі зчленованим тандемним крилом.

Представлен историко-технический анализ развития летательных аппаратов (ЛА), построенных по аэродинамической схеме (АДС) "летающее крыло" (ЛК) от первых до современных проектов. Освещены причины, ограничивающие распространение данных ЛА в авиации. Раскрыты преимущества и недостатки АДС ЛК. Приведена методология формирования аэродинамического облика ЛА АДС ЛК. Рассмотрены вопросы аэродинамического проектирования беспилотных ЛА АДС ЛК разного удлинения.

Наведено розроблену методику дослідження впливу струменя від гвинтокільцевого рушія (ГКР), оточуючого руль висоти БпЛА, на його ефективність і балансувальну аеродинамічну якість. Показано, що використання струменя від ГКР дозволяє істотно підвищити балансувальну аеродинамічну якість літальних апаратів, виконаних за схемою "літаюче крило".

Приведены некоторые результаты численных исследований аэродинамических характеристик перспективного БпЛА, а также методика определения и результаты расчета аэродинамических, взлетно-посадочных и летно-технических характеристик БпЛА схемы "летающее крыло". Показано, что предложенная аэродинамическая компоновка позволяет получить высокие летно-технические характеристики БпЛА на всех режимах полета.

Розглянуто структурно-параметричний синтез системи управління безпілотного літального апарату. Синтез виконувався з використанням теореми розділення. Синтезовано оптимальний стохастичний фільтр Калмана та оптимальний детермінований регулятор. Виконано пониження порядку одержаного закону управління для можливості подальшої реалізації на бортовому комп'ютері. З використанням описаної процедури синтезовано автопілот повздовжнього каналу безпілотного літального апарату з обмеженою кількістю навігаційних датчиків та за наявності випадкових збурень. Аерокосмічні коефіцієнти, необхідні для опису об'єкта у просторі станів, одержано з використанням програми DATCOM.

Предложен способ увеличения критического числа Маха крыла конечного размаха путем отклонения механизации его задней кромки. Показано, что отклонение механизации задней кромки крыла позволяет увеличить критическое число Маха до 10 %. Определены возможные углы отклонения механизации задней кромки исследуемого крыла в зависимости от числа Маха.

Рассмотрен принцип траекторного поддержания летательного аппарата (ЛА), основывающийся на генерации принудительной циркуляции вокруг несущего фюзеляжа интегрированным в конструкцию эжекторным воздушно-реактивным двигателем, выполненным по схеме "крыло-эжектор" (КЭ). Представлена комплексная модель траекторного процесса ЛА КЭ, отображающая процесс внешнего и внутреннего обтекания, а также динамику полета в неограниченном пространстве. Приведены результаты численного эксперимента, воспроизводящего начальную фазу полета ЛА КЭ и прогнозируемые ТТХ нового класса беспилотных ЛА.

Наведено деякі дані щодо сучасного стану і тенденцій, які намічено, подальшого розвитку безпілотних літальних апаратів.

Предложена аэродинамическая компановка беспилотного летательного аппарата (БПЛА) схемы "летающее крыло" малого удлинения сложной формы в плане, которая позволяет увеличивать несущие свойства центроплановой части корпуса и расширяет диапазон углов атаки безотрывного обтикания особенно на взлетно-посадочных режимах. Расчетные взлетно-посадочные характеристики проектируемого БПЛА при взлете и посадке по-самолетному позволят эксплуатировать его с небольших площадок, имеющих грунтовое покрытие. Увеличены время и дальность полетов.

За допомогою аналітично-розрахункового методу проведено порівняння аеродинамічної якості та поздовжньої стійкості компоновок безпілотного літального апарата схеми "тандем" із від'ємним і нульовим кутами деградації - в останньому випадку з напливами на передньому крилі, а також із різними профілями на передньому та задньому крилах. Показано, що за від'ємного куту деградації схему можна використовувати в широкому діапазоні центрівок та оптимізувати для крейсерського режиму польоту (з нульовими балансувальними втратами) за збереження стійкості на великих кутах атаки. За нульового куту деградації система з напливами або з різними профілями також може бути стійкою в широкому діапазоні кутів атаки, але характеризується значними балансувальними втратами. Для їх уникнення можна використовувати профілі з додатним коефіцієнтом, однак це також призводить до втрати максимальної аеродинамічної якості.

Синтезирован адаптивный регулятор параметров движения беспилотного самолета на основании идентификационного подхода. Выполнено сравнение алгоритмов оценивания вектора состояния и параметров модели с использованием нелинейных и оптимальных наблюдателей. Исследована работа алгоритмов в условиях различной степени неопределенности. Для синтезированных регуляторов приведены результаты имитационного моделирования полета при действии ветра.

Розроблено і досліджено метод забезпечення функціональної стійкості системи управління рухомими об'єктами в цілому. У цьому випадку, розглянуто апаратні та програмні засоби і проаналізовані їх зміни. Показано, що управління функціональною стійкістю зводиться до розв'язування задач оперативного прогнозування можливості виникнення несправностей, виявлення аномалій та інших задач. Управління функціональною стійкістю реалізується на рівні взаємодії різних моделей, які описують процес розв'язку задачі.

Для моделі безпілотного літального апарату (ЛА) схеми "тандем" шляхом експерименту в аеродинамічній трубі досліджено вплив кута поперечного V заднього крила на аеродинамічні характеристики моделі в поздовжньому каналі. Доведено можливість підвищення таким чином аеродинамічної якості ЛА даного типу в крейсерському режимі. Визначено, як ефективність застосування кута поперечного V крила залежить від співвідношення розмахів переднього та заднього крил, а також від поздовжнього рознесення крил. Підвищення максимальної аеродинамічної якості апарату може складати більш ніж 1,0 або близько 10 %. Висунуто гіпотезу, що надає теоретичне обгрунтування закономірностей виявлених експериментально.

"Нормальна" аеродинамічна схема, не дивлячись на те, що вона стала домінувальною у світовій авіації, з точки зору законів аеродинаміки не є ідеальною. Для утворення підйомної сили потрібно тільки крило. Всі інші елементи планера літального апарата - фюзеляж, горизонтальне та вертикальне оперення існують лише для розміщення екіпажа, пасажирів і вантажів, забезпечення стійкості та керованості і забезпечення прийнятних злітно-посадочних характеристик. Стало очевидним, що з підвищенням розмірів літаків стає можливим і доцільним усю більшу частину складових їх ваги розташовувати безпосередньо у крилі. Ця ідея виразилась у аеродинамічній схемі "літаюче крило". Проведено розрахунок, заснований на методі розрахунку аеродинамічних характеристик у параметрах подібності. Результати аеродинамічних досліджень надали можливість розрахувати основні льотно-технічні характеристики спроектованого літака в деякому діапазоні чисел Маха.

За основу расчетных моделей выбрано трапециевидное крыло. Изменение площади, удлинения и сужения крыла осуществлялось за счет центропланных вставок. Цель исследования - получение оптимальных аэродинамических и аэростатических характеристик летательного аппарата путем использования сложных в плане трапециевидных крыльев с определенным сочетанием геометрических параметров. Проведенный аэростатический расчет показал, значительное увеличение прироста как аэростатической силы у сложной в плане крыла по отношению с простым трапециевидным крыльям, так и увеличением доли самой аэростатической подъемной силы от общей.

Розглянуто застосування алгоритму фазової кореляції як основи математичного апарата оптичного стабілізатора безпілотних літальних апаратів для визначення зміщення корпусу відносно поверхні. Розглянуто можливість застосування розширених варіантів алгоритму фазової кореляції з метою збільшення точності визначення зміщення та зменшення обчислювальних затрат. Подано код реалізації алгоритму мовою MATLAB та експериментальне дослідження можливості застосування реалізації алгоритму на мові C.

Робота присвячена етапу льотних випробувань надлегкого безпілотного літака. Розглянуто методику обробки одержаної об'єктивної інформації з метою визначення аеродинамічних льотних характеристик літака, визначення величин похибок бортових вимірювальних пристроїв, визначення напрямку та швидкості вітру за висотами. Розглянуто та систематизовано похибки бортових вимірювальних приладів та причини виникнення цих похибок. На реальному прикладі вирахувано істинні швидкість та відносну висоту польоту, напрямок та швидкість вітру, похибки приладів, що використовувались.

Изучен вопрос выбора параметров летательного аппарата аэродинамической схемы летающее крыло на основе определенных геометрических, массовых и энергетических критериев. Выбор параметров был осуществлен с учетом критериев подобия, что делает характеристики данного аппарата максимально близкими к характеристикам летательных аппаратов других аэродинамических компоновок, спроектированных ранее. Определено массовые, геометрические параметры планера в целом, компоновку солнечных элементов на крыле летательного аппарата, параметры крыла, влияющие на эффективность обтекания и управляемость летательного аппарата.

Індекс рубрикатора НБУВ: О537-02

Рубрики:

Літаки особливих конструктивних схем

Шифр НБУВ: Ж70861 Пошук видання у каталогах НБУВ