Дисертація присвячена питанням дослідження біляекранної аеродинаміки несучих поверхонь. Сформульовано крайову задачу потенційного обтікання крила і профілю потоком нев'язкої нестисливої рідини, що рухаються на гранично малій відстані від твердого плоского екрана. Крайова задача вирішується з використанням наближеного методу, заснованого на граничному виродженні рівняння Лапласа у вузькій області течії між межею і нижньою поверхнею тіла в рівняння Пуассона. На основі чисельного розв'язання рівняння Пуассона з граничними умовами Діріхле отримані нові результати для аеродинамічних характеристик несучих поверхонь різних форм у плані. Розраховано параметри течії і аеродинамічні характеристики крила на основі теорії тонкого тіла і методу малого параметра. Досліджено розв'язання зворотних задач біляекранної аеродинаміки. Записано основні співвідношення для визначення форм поверхні крил і середньої лінії профілю за заданими параметрами течії. Розглянуто варіаційну задачу по визначенню оптимальної форми дужки профілю.

Рассмотрен алгоритм покрытия площади лесного массива кругами, центры которых являются координатами для установки видеокамер наблюдения за состоянием пожарной опасности. С целью отыскания координат центров кругов предварительно выполняется упаковка площади многоугольника квадратами. Для сравнения описана процедура упаковки прямоугольниками. Показано, что выбор геометрической фигуры зависит от конфигурации площади многоугольника. Приведены примеры упаковки квадратами и покрытия кругами площади лесного массива.

Изложены основные теории и экспериментальные методы исследования для получения аэродинамических характеристик винта и вертолета в целом по его конструктивным параметрам. Рассмотрен одновинтовой вертолет. Указаны поправочные коэффициенты, позволяющие учесть влияние друг на друга винтов других схем. Описаны индуктивные затраты мощности, аэродинамические и инерционные силы на несущем винте. Акцентировано на методе дискретных вихрей в применении к винтам. Показано влияние числа Рейнольдса на характеристики профиля, влияние на срыв потока различных факторов.

Рассмотрены области применения различных методов проектирования, пути повышения технологичности проверенных методов проектирования в комплексе с развивающимися вычислительными технологиями. Рассмотрен алгоритм поэтапного их применения на разных стадиях разработки, направленный на получение наиболее эффективного вклада от каждого из методов, в котором внимание уделено решению проблем использования методов аэродинамического проектирования.

Предложен метод модификации верхней/нижней поверхности сверхкритического крылового профиля в области задней кромки, позволяющий улучшить его аэродинамические характеристики и несущие свойства. Выполнено численное моделирование сверхкритического профиля крыла McDonnell/Douglas DSMA-523 и его модификаций путем решения системы уравнений Навье - Стокса, осредненных по методу Рейнольдса. Показано, что подъем задней кромки профиля вверх за счет уменьшения кривизны верхней поверхности профиля позволяет увеличить критическое число Маха, а опускание задней кромки профиля вниз, за счет увеличения кривизны средней линии профиля в области задней кромки, приводит к увеличению аэродинамического качества.

Проведен сравнительный анализ программных продуктов для построения конечноэлементных сеток Gambit и Pointwise. Выбран пакет для дальнейших исследований сверхкритического профиля MBB A-3. В рамках выбранного пакета проведено исследование влияния принципов построения сетки на сходимость, а также время решения задач при трансзвуковых режимах обтекания. Исследовано влияние размеров расчетной области на величину аэродинамических коэффициентов. Проведено исследование влияния количества разбиений поверхности профиля на узлы, а также влияние равномерного и неравномерного распределения узлов по поверхности профиля. Исследовано влияние удаленности узлов сетки от исследуемого профиля.

Созданная одновременно с Харьковским авиационным институтом в 1930 г., кафедра аэрогидродинамики на протяжении прошедших 80 лет активно участвовала и продолжает участвовать в процессе подготовки и воспитании специалистов и научных кадров в области авиации и ракетостроения. Образованная академиком Г. Ф. Проскурой научная школа аэродинамики за данный период получила новое развитие. Значительно возросла экспериментальная аэродинамическая база кафедры и ее научный потенциал. В настоящее время уникальный аэродинамический комплекс кафедры, который является Национальным достоянием Украины, полностью обеспечивает нужды авиационных и ракетных КБ по аэродинамической обработке вновь проектируемых летательных аппаратов в Украине.

Приведены результаты оригинальных поисковых научно-исследовательских работ, выполненных в рамках стратегического направления аэрокосмической отрасли - создания суборбитального самолета многоразового применения. Показаны результаты анализа параметров планера многоразового использования и связки двух планеров, определены типовые траектории выведения и спуска орбитального самолета. Проведен анализ энергетических характеристик аппарата, необходимых для выполнения заданных маневров с учетом оценки его аэродинамических характеристик в широком диапазоне параметров подобия и высот полета.

Представлены результаты экспериментальных исследований поля скоростных напоров перед ротором, внутри и за вращающимся ротором вертикально-осевой схемы с прямыми лопастями, проведенных в дозвуковой аэродинамической трубе АТ-3 ХАИ. Записаны выражения для относительных нормальной и касательной компонент скоростей, полученных с помощью модели проницаемого цилиндра. Показано сравнение экспериментальных и теоретических зависимостей относительной результирующей скорости от азимутального угла внутри и за ротором и относительной компоненты скорости Vx от координаты z перед ротором.

Обсуждены некоторые результаты исследований нелинейных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане в зависимости от режима обтекания, высоты над плоскостью раздела сред и угла наклона траектории движения. Получены зависимости аэродинамических характеристик от параметров движения рассмотренных несущих поверхностей. Выявлено, что эффект "динамической подушки" может превосходить по величине влияние "экрана" в установившемся горизонтальном полете. Даны рекомендации по учету "динамической подушки" при аэродинамическом проектировании летательных аппаратов.

Кратко рассмотрена физика явления, обуславливающая формирование и развитие вихревых следов и методы исследований их характеристик. Показана актуальность исследований спутных и вихревых следов. Проанализированы существующие численные методы исследования характеристик спутных и вихревых следов, а также получения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, вошедших в них. Определен метод математического моделирования вихревых следов. Показаны направления в изучении характеристик спутных и вихревых следов.

Представлены результаты исследований в аэродинамической трубе влияния величины угла установки лопасти относительно траверсы ветроротора типа Дарье с прямыми лопастями на его кинематические и мощностные характеристики.

Представлены зависимости коэффициента использования энергии ветра от быстроходности, полученные в результате экспериментальных исследований моделей ветроагрегатов вертикально-осевой схемы с прямыми лопастями в аэродинамической трубе малых скоростей АТ-3 ХАИ. Исследовано влияние толщины профиля, коэффициента заполнения, углов установки лопасти на коэффициент использования энергии ветра при постоянном удлинении и диаметре роторов.

Рассмотрена история создания современного облика сверхкритического профиля. Приведены этапы формирования облика профиля. Представлены патенты по данной тематике. Рассмотрены основные направления повышения эффективности и решения проблем, связанных с изменением формы.

Представлено исследование рационального выбора метода аэродинамического исследования зданий и сооружений. Некоторые результаты использованы при реконструкции Государственного театра оперы и балета города-героя Одессы. Применяемый подход к расчету обтекания ансамблей зданий можно и в дальнейшем успешно развивать и применять при возведении как комплексов зданий, так и нового здания среди старой застройки.

Показана актуальность задачи измерения величины донного давления при определении коэффициента лобового сопротивления тел вращения. Представлена методика расчета величины коэффициента донного сопротивления. Описана система измерения давлений и обработки информации. Выполнен анализ результатов измерения давлений и расчет коэффициента донного сопротивления при исследовании аэродинамических характеристик реальной модели при ее дозвуковом обтекании. Показан ощутимый вклад коэффициента донного сопротивления в общий коэффициент лобового сопротивления модели. Приведена зависимость коэффициента донного сопротивления от угла атаки модели при различных числах Маха.

Рассмотрены задачи динамики полета и методы их исследования, методы составления уравнений движения вертолета. Приведены общие сведения о суммарных силах и моментах, действующих на вертолет, внимание уделено вопросам балансировки вертолета. Описаны методы аэродинамического расчета вертолета. Даны общие сведения о маневренности вертолета и опасных зонах при его снижении и авторотации. Рассмотрены вопросы устойчивости и управляемости вертолета.

Рассмотрены вопросы формирования вихревого следа за самолетом и обеспечения безопасности полетов в районе аэроузлов. Показана актуальность исследований вихревых следов с учетом правил и рекомендаций ИКАО. Проведен анализ методов изучения вихревых следов. Представлены алгоритмы расчета характеристик вихревого следа с использованием метода дискретных вихрей. Показаны качественные картины вихревого следа за самолетом типа Ан-74.

Рассмотрены основы современных методов исследования проблем механики проектирования конструкции летательных аппаратов. Описаны конечно-разностные схемы решения основных модельных уравнений, используя которые можно решать более сложные задачи механики. Изложены основы метода конечных элементов, который широко применяют во многих задачах проектирования. Представлены алгоритмы решения поставленных задач. Приведены способы компьютерной реализации решения.

Розроблено спосіб розділення носового дихального циклу шляхом ідентифікації фаз в залежності від аеродинамічних характеристик носового повітряного потоку. Запропонований підхід до ідентифікації фаз носового дихального циклу дозволяє підвищити діагностичну цінність методу передньої активної риноманометрії в зв'язку з можливістю порівняння різних типів носового дихання та пошуку оптимальних відношень об'ємів повітря, яке пройшло через порожнину носа за різних аеродинамічних режимів.

Разработан способ разделения носового дыхательного цикла путем идентификации фаз в зависимости от аэродинамических характеристик носового воздушного потока. Предложенный подход к идентификации фаз носового дыхательного цикла позволяет повысить диагностическую ценность метода передней активной риноманометрии в связи с возможностью сравнения различных типов носового дыхания и поиска оптимальных отношений объемов воздуха, прошедшего через полость носа при различных аэродинамических режимах.