Search

The paper presents a comparison of two aerodynamic configurations of subsonic cruise missiles, characterized by the use of swept-back and forward-swept wings. The results of wind tunnel tests with the use of an automated measurement system characterizing the dependence of the lift and drag coefficients in a sufficiently wide range of angles of attack are presented. This allows us to compare the aerodynamic quality of the cruise missile models under investigation. The analysis of the results of experiments with the models and calculations in conditions of steady-state low-altitude horizontal flight revealed that the configurations of cruise missiles with a moderately swept wing, selected for comparison, have similar aerodynamic characteristics. Both configurations ensure the mode of flight at a given altitude and velocity in the range of the best angles of attack (maximum aerodynamic quality). Missiles with swept-back wings have better aerodynamic performance in terms of maximum aerodynamic quality, while the lift increment due to reduced trim losses for the forward-swept wing configuration only partially compensates the difference of the aerodynamic characteristics of the alternatives under consideration. Therefore, it is concluded that the choice of aerodynamic configuration of a subsonic cruise missile with a swept-back wing is preferable.

Метою роботи Інтегральне компонування крила і підкосу літака загального призначення є дослідження взаємодії крила та підкосу літака загального призначення. У звіті розглянуто дослідження конструктивних особливостей та аеродинамічних характеристик концепції застосування підкосу у компонуванні крила літака загального призначення. На основі існуючого літака вітчизняного виробництва Дельфін проведено дослідження впливів конструкції варіантів підкосу, проведено дослідження та вибір задовольняючого вимоги до критеріїв максимальної дальності та якості крила, із яким вивчено вплив взаємозв’язку обраної конструкції підкоса. Результатом виконання аналітичної роботи стає побудова вихрової пелени від запропонованої моделі літака із встановленим у конструкцію досліджуваним крилом та підкосом. Завершується магістерська дисертація розробкою стартап-проекту з урахуванням усіх можливих ризиків. Дисертація включає в себе 98 сторінок, 61 малюнок, 17 бібліографічних джерел, 14 таблиць. The aim of the work wing and strut integral configuration for general purpose aircraft is to study the interaction of the wing and the strut of aircraft. The report examines the study of design features and aerodynamic characteristics of the concept of application of the strut in the layout of the wing of a general purpose aircraft. On the basis of the existing domestic Dolphin aircraft, a study of the effects of the design of the strut options, a study and selection of satisfactory requirements for the criteria of maximum range and quality of the wing, which studied the effect of the relationship of the selected strut design. The result of the analytical work is the construction of a vortex veil from the proposed model of the aircraft with installed in the structure of the investigated wing and strut. The master's dissertation ends with the development of a startup project taking into account all possible risks. The dissertation includes 98 pages, 61 figures, 17 bibliographic sources, 14 tables.

Improving the aircraft’s fuel efficiency is one of the main requirements for prospective and modernized aircraft. This paper reports the assessment of change in aerodynamic quality resulting in the improved fuel efficiency of a long-range aircraft when using promising means to enhance aerodynamic quality. These means include the abandonment of the mechanization of wing edges and conventional controls through the use of an adaptive wing, the artificial laminarization of the flow around the elements of a glider, the application of winglets. The abandonment of conventional wing controls and wing mechanization is predetermined by the need to ensure a seamless surface of the glider elements to prevent the premature turbulization of the flow that consequently leads to a decrease in the profile drag of an aircraft. The use of winglets is aimed at reducing inductive drag. Determining a change in the aircraft’s fuel efficiency would make it possible to estimate a change in the operating costs during its life cycle. The study employed the known modular software complex «Integration 2.1». The engineering and navigational calculation was performed for a typical flight profile of a long-range aircraft. The possibility of reducing fuel consumption by up to 20% has been shown. The largest impact on the decrease in fuel consumption is exerted by the flow laminarization on the surface of the glider elements; the reduction in fuel consumption was 17.1%. The abandonment of mechanization and ailerons decreases fuel consumption by 3.9%, while the abandonment of ailerons, slats, and flaps reduces fuel consumption by 0.4, 1.5, and 0.4%, respectively. The use of spiroid winglets made it possible to reduce fuel consumption by 1.95%

Improving the aircraft’s fuel efficiency is one of the main requirements for prospective and modernized aircraft. This paper reports the assessment of change in aerodynamic quality resulting in the improved fuel efficiency of a long-range aircraft when using promising means to enhance aerodynamic quality. These means include the abandonment of the mechanization of wing edges and conventional controls through the use of an adaptive wing, the artificial laminarization of the flow around the elements of a glider, the application of winglets. The abandonment of conventional wing controls and wing mechanization is predetermined by the need to ensure a seamless surface of the glider elements to prevent the premature turbulization of the flow that consequently leads to a decrease in the profile drag of an aircraft. The use of winglets is aimed at reducing inductive drag. Determining a change in the aircraft’s fuel efficiency would make it possible to estimate a change in the operating costs during its life cycle.The study employed the known modular software complex «Integration 2.1». The engineering and navigational calculation was performed for a typical flight profile of a long-range aircraft. The possibility of reducing fuel consumption by up to 20 % has been shown. The largest impact on the decrease in fuel consumption is exerted by the flow laminarization on the surface of the glider elements; the reduction in fuel consumption was 17.1 %. The abandonment of mechanization and ailerons decreases fuel consumption by 3.9 %, while the abandonment of ailerons, slats, and flaps reduces fuel consumption by 0.4, 1.5, and 0.4 %, respectively. The use of spiroid winglets made it possible to reduce fuel consumption by 1.95 %, Повышение топливной эффективности самолета является одним из основных требований, предъявляемых к перспективным и модернизируемым летательным аппаратам. Проведена оценка изменения аэродинамического качества и, как следствие, повышение топливной эффективности дальнего магистрального самолета при применении перспективных средств повышения аэродинамического качества. К указанным средствам относятся: отказ от механизации кромок крыла и от традиционных органов управления путем применения адаптивного крыла, искусственная ламинаризация течения вокруг элементов планера, применение концевых аэродинамических поверхностей. Отказ от традиционных органов управления и механизации крыла обусловлен необходимостью обеспечения бесшовной поверхности элементов планера для предотвращения преждевременной турбулизации течения и, как следствие, приводит к уменьшению профильного сопротивления самолета. Применение концевых аэродинамических поверхностей направлено на снижение индуктивного сопротивления. Определение изменения топливной эффективности самолета позволит оценить изменение эксплуатационных расходов в течение его жизненного цикла.Исследование проведено на основе известного модульного программного комплекса «Интеграция 2.1». Инженерно-штурманский расчет выполнялся для типичного профиля полета дальнего магистрального самолета. Показана возможность уменьшения расхода топлива до 20 %. Наибольшее влияние на уменьшение расхода топлива имеет ламинаризация течения на поверхности элементов планера, при этом уменьшение расхода топлива составило 17,1 %. Отказ от механизации и элеронов обеспечивает уменьшение расхода топлива на 3,9 %, при этом отказ от элеронов, предкрылков и закрылков обеспечивает снижение расхода топлива на 0,4, 1,5 и 0,4 процентов соответственно. Применение спироидных концевых аэродинамических поверхностей обеспечило уменьшение расхода топлива на 1,95 %, Підвищення паливної ефективності літака є однією із основних вимог, які висуваються до перспективних літальних апаратів і літальних апаратів, які модернізуються. Проведено оцінку зміни аеродинамічної якості і, як наслідок, підвищення паливної ефективності дальнього магістрального літака при застосуванні перспективних засобів підвищення аеродинамічної якості. До зазначених засобів відносяться: відмова від механізації кромок крила та від традиційних органів керування шляхом застосування адаптивного крила, штучна ламінарізація течії навколо елементів планеру, застосування кінцевих аеродинамічних поверхонь. Відмова від традиційних органів керування та механізації крила зумовлена необхідністю забезпечення безшовної поверхні елементів планера для запобігання передчасної турбулізації течії і, як наслідок, призводить до зменшення профільного опору літака. Застосування кінцевих аеродинамічних поверхонь направлене на зниження індуктивного опору. Визначення зміни паливної ефективності літака дозволить оцінити зміну його експлуатаційних витрат протягом життєвого циклу.Дослідження проведено на основі відомого модульного програмного комплексу «Інтеграція 2.1». Інженерно-штурманський розрахунок виконувався для типового профілю польоту дальнього магістрального літака. Показана можливість зменшення витрати палива до 20 %. Найбільший вплив на зменшення витрати палива має ламінарізація течії на поверхні елементів планеру, при цьому зменшення витрати палива склало 17,1 %. Відмова від механізації та елеронів забезпечила зменшення витрати палива на 3,9 %, при цьому відмова від елеронів, передкрилка та закрилка забезпечило зменшення витрати палива на 0,4, 1,5 та 0,4 відсотків відповідно. Застосування спіроідних кінцевих аеродинамічних поверхонь забезпечило зменшення витрати палива на 1,95 %

Vortex generator application at design and flying apparatuses allows with small efforts to get optimal aerodynamic characteristics at certain flight conditions, but requires the use of special techniques or approaches that represent certain compromises.In this article an example structure canards with vortex shedding was considered as a best aerodynamic parameters and method research and Designing with vortex shedding.It has been established that traditional approaches with attempts to install and optimize Vortex generators on the front horizontal tail do not lead to a particular improvement in the aerodynamic characteristics, due to the small amount of research for aircraft that fly at low speeds in a given area . Given the opportunities Software package PANSYM, were received data that after analyzing which visible improve safety due to flight longitudinal sustainability, as well as in certain boundaries changes aerodynamic characteristics: smooth the fall, coefficient lift supercritical power on angles of attack as well rise aerodynamic quality.Optimally matched I hereby allow shedder not get more efficient front horizontal the plumage is, for ultralight aircraft on slow speeds, and built on the schemes canard. Do best manageability and increase maximum aerodynamic quality up to 10% compared to pure wing that entails besides enhance security, and more economical., Применение вихреобразователей в проектировании летательных аппаратов позволяет с небольшими усилиями получить оптимальные аэродинамические характеристики на определенных режимах полета, но требует использования специальных подходов или методов, которые представляют собой определенные компромиссы.В данной статье на примере конструкции переднего горизонтального оперения с вихреобразователями была рассмотрена оптимизация аэродинамических параметров и методика исследования и проэктирования с использованием вихреобразователей.Установлено, что традиционные подходы с попытками установки и оптимизацией вихрегенераторов на переднем горизонтальном оперении особым образом не ведут к улучшению аэродинамических характеристик, по причине малого количества исследований для самолетов которые летают при малых скоростях в данной области. С учетом возможностей програмного пакета PANSYM, были получены данные, проанализировав которые видны улучшения по безопасности полета за счет продольной устойчивости, а также в определенных границах изменения аэродинамических характеристик: плавное падение коэфициента подьемной силы на закритических углах атаки, а также возростание аэродинамического качества.Оптимально подобраные вихреобразователи позволяют получить более рациональное переднее горизонтальное оперение для сверхлегких ЛА которые двигаються на малых скоростях, и построены по схеме “утка”. Улучшается управляемость и возростает максимальное аэродинамическое качество до 10% по сравнению с чистым крылом, что влечет за собой помимо повышения безопасности, ещё и экономичность., Застосування віхреобразователей в проектуванні літальних апарати-тов дозволяє з невеликими зусиллями отримати оптимальні аеродинамікою-етичні характеристики на певних режимах польоту, але вимагає викорис-тання спеціальних підходів або методів, які являють собою певні компроміси.У даній статті на прикладі конструкції переднього горизонтального оперення з віхреобразователямі була розглянута оптимізація аеродинамічних параметрів і методика дослідження і проектування з використанням віхреобразователей.Встановлено, що традиційні підходи зі спробами встановлення й оптико-мизация віхрегенераторов на передньому горизонтальному оперенні особливим чином не ведуть до покращення аеродинамічних характеристик, по причи-ні малої кількості досліджень для літаків які літають при ма-лих швидкостях в даній області. З урахуванням можливостей програмного паку-та PANSYM, були отримані дані, проаналізувавши які видно покращує з-чшенія з безпеки польоту за рахунок поздовжньої стійкості, а також в певних межах зміни аеродинамічних характеристик: плав-ве падіння коефіцієнта підйомно сили на закритичних кутах атаки, а також возростание аеродинамічного якості.Оптимально підібрані віхреобразователі дозволяють отримати більш раціональне переднє горизонтальне оперення для надлегких ЛА кото-які двігаються на малих швидкостях, і побудовані за схемою "качка". Покращує-ться керованість і зростає максимальне аеродинамічна якість до 10% в порівнянні з чистим крилом, що тягне за собою крім підвищення безпеки, ще й економічність.

In this article presented the main result of numerical investigation of ability to improve the aerodynamic perfection of modern combat training aircraft. To determine the aerodynamic characteristic was used the discrete vortex method with closed vortex frames. In the work was presented the algorithm of a deflection of mechanization of a wing for increase of aerodynamic quality of the aircraft. The calculation of flight range and duration was at incremental extension and at realization of adaptive deflection of nose flap for Mach number M < 0.6.

Робота присвячена дослідженню аеродинаміки літальних апаратів із стандартною аеродинамічною та замкненою просторовою схемами., Работа посвящена исследованию аэродинамики летательных аппаратов со стандартной аэродинамической и замкнутой пространственной схемами., This paper the study of the aerodynamics of different configurations of aircraft with joined wing using panel-vortex method of symmetrical features.

The study of the aerodynamics of different configurations of aircraft with joined wing using panel-vortex method of symmetrical features (PANSIM). Performing the calculation and rating of the configurations aircraft with joined wing with a combination of different types of bearing surfaces.For each layout of the aircraft with joined wing was determined the effect relative impact of location and V-similarity angle the front wing on the transport aircraft efficiency and its corresponding prime aerodynamic lift coefficient value; on the maximum aerodynamic qualities and the corresponding optimal aerodynamic lift coefficient value.To select the optimal layout of aircraft with joined wing advisable to take the maximum transport efficiency values and maximum aerodynamic quality for distance between the front and rear wing aircraft.Due to the lack of information on the impact of combinations of bearing surfaces aircraft with joined wing on the aerodynamic performance and transport efficiency aircraft have been proposed recommendations of the aerodynamic design of aircraft with joined wing in which the aircraft will have a maximum range and flight duration.Detect the effect of the combinations of bearing surfaces aircraft with joined wing on the transport aircraft efficiency.Found rational construction layout construction solutions aircraft with joined wing., Исследуется аэродинамика различных компоновок летательных аппаратов с замкнутой пространственной системой крыльев с помощью панельно-вихревого метода симметричных особенностей (PANSIM). Выполняется расчет и оценка компоновок ЛА замкнутой пространственной схемы с различными типами соединения несущих поверхностей., Досліджується аеродинаміка різних компоновок літальних апаратів із замкненою просторовою системою крил за допомогою панельно-вихрового методу симетричних особливостей (PANSIM). Виконується розрахунок і оцінка компоновок ЛА замкненої просторової схеми з різними типами сполучення несучих поверхонь.

Досліджується аеродинаміка різних компоновок літальних апаратів із замкненою просторовою системою крил за допомогою панельно-вихрового методу симетричних особливостей (PANSIM). Виконується розрахунок і оцінка компоновок ЛА замкненої просторової схеми з різними типами сполучення несучих поверхонь. The study of the aerodynamics of different configurations of aircraft with joined wing using panel-vortex method of symmetrical features (PANSIM). Performing the calculation and rating of the configurations aircraft with joined wing with a combination of different types of bearing surfaces. For each layout of the aircraft with joined wing was determined the effect relative impact of location and V-similarity angle the front wing on the transport aircraft efficiency and its corresponding prime aerodynamic lift coefficient value; on the maximum aerodynamic qualities and the corresponding optimal aerodynamic lift coefficient value. To select the optimal layout of aircraft with joined wing advisable to take the maximum transport efficiency values and maximum aerodynamic quality for distance between the front and rear wing aircraft. Due to the lack of information on the impact of combinations of bearing surfaces aircraft with joined wing on the aerodynamic performance and transport efficiency aircraft have been proposed recommendations of the aerodynamic design of aircraft with joined wing in which the aircraft will have a maximum range and flight duration. Detect the effect of the combinations of bearing surfaces aircraft with joined wing on the transport aircraft efficiency. Found rational construction layout construction solutions aircraft with joined wing. Исследуется аэродинамика различных компоновок летательных аппаратов с замкнутой пространственной системой крыльев с помощью панельно-вихревого метода симметричных особенностей (PANSIM). Выполняется расчет и оценка компоновок ЛА замкнутой пространственной схемы с различными типами соединения несущих поверхностей.