Навчально-науковий інститут аерокосмічних технологій (НН ІАТ)
Постійне посилання на фонд
Переглянути
Перегляд Навчально-науковий інститут аерокосмічних технологій (НН ІАТ) за Автор "Бондар, Юрій Іванович"
Зараз показуємо 1 - 5 з 5
Результатів на сторінці
Налаштування сортування
Документ Відкритий доступ Жорсткість крила транспортного літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2022) Пушкар, Владислав Володимирович; Бондар, Юрій ІвановичМагістерська дисертація: «Жорсткість крила транспортного літака», 138 сторінок, 51 рисунків, 30 таблиць, 24 посилань. Актуальність: за останнє десятиліття авіаційна галузь розкинулась у різних напрямках, але покращення характеристик літальних апаратів залишається однією з найбільш актуальних наукових і прикладних проблем. Зі збільшенням швидкості і розмірів літака більший вплив на його аеродинамічні характеристики надає деформація конструкції самого літака. Цей взаємозв’язок деформації конструкції із зовнішніми навантаженнями визначається явищами статичної аеропружності, які можуть привести до зниження або збільшення аеродинамічних навантажень і їх перерозподілу уздовж розмаху стріловидного крила великого подовження. До теперішнього часу залишається невирішеною проблема створення математичних моделей пружних літальних апаратів з заданими характеристиками жорсткості, які в залежності від режиму, деформувалися під впливом зовнішніх навантажень подібно крилу реального літака. Мета роботи: визначити жорсткість крила літака, що проектується в умовах проектної невизначеності та дослідження впливу деформацій крила літака на розподіл аеродинамічних сил по його розмаху. Об’єкт дослідження: характеристики жорсткості крила великого подовження. Предмет дослідження: математичні моделі жорсткого крила та зовнішні навантаження. Методи дослідження: аналітичний огляд методології розрахунку характеристик крила літака; аналіз можливості застосування модифікованого методу Вейсингера; аналіз пружної моделі крила літака з відомими характеристиками; розробка методики визначення розподілу аеродинамічних сил по розмаху крила з урахуванням статичної аеропружності; визначення жорсткісних та аеродинамічних характеристик пружної моделі крила літака. Наукова новизна одержаних результатів: розроблено математичну модель жорсткості крила дозвукового літака транспортної категорії; досліджені фактори, негативного впливу на спів падіння результатів теоретичного розрахунку і аеродинамічного експерименту, синтезовано алгоритм налаштування математичних моделей і самозабезпечення теоретичних розрахунків вхідними даними на основі статичних даних; розроблено алгоритм визначення жорсткості крила дозвукового літака транспортної категорії; розроблено комплекс програм, який забезпечить адаптивне керування дослідженнями зовнішніх навантажень на крило. Практичне значення отриманих результатів: дозволить визначати діючі навантаження з урахуванням ефектів статичної аеропружності в умовах проектної невизначеності, забезпечення вхідними даними для теоретичних розрахунків в умовах дефіциту інформації на основі статичних даних, отримання рекомендацій по вдосконаленню конструкції крила літака.Документ Відкритий доступ Катапультне крісло пілота літака(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2020-12) Загідько, Сергій Валерійович; Бондар, Юрій ІвановичМагістерська дисертація: "Катапультне крісло пілота літака", 153 сторінки, 42 рисунків, 36 таблиць, 18 посилань. Актуальність: крісло-катапульта — це рятувальна система для швидкої евакуації екіпажу, переважно військового літака, гвинтокрила у випадку аварійної ситуації. Евакуація здійснюється за рахунок відстрілювання (катапультування) крісла разом з пілотом з літального апарату за допомогою стисненого повітря, порохового заряду, ракетної системи, після чого крісло автоматично відкидається та пілот приземляється на парашуті. У деяких типів літаків катапультуються аварійно-рятувальні капсули та кабіни, разом з розміщеними у них пілотами. Катапультне крісло забезпечує порятунок члена екіпажу в широкому діапазоні швидкостей і висот польоту літака, включаючи зліт, після посадочний пробіг, режим нульової висоти і швидкості, і застосовується в поєднанні із захисним обладнанням. Катапультування починається при витягуванні поручнів і забезпечується роботою системи управління катапультуванням і механізмів блокування. Кисневе забезпечення члена екіпажу від бортового кисневого обладнання в польоті до аварійного запасу під час катапультування виробляється кисневою системою крісла, що складається з об'єднаного роз'єму комунікацій, блоку кисневого устаткування з аварійним запасом кисню. Мета роботи: розрахунок траєкторії руху крісла катапульти, визначення основних навантажень діючих на крісло і конструювання блоку роз'єднання зв'язків з бортом літака крісла-катапульти літака винищувача. Об’єкт дослідження: Катапультне крісло пілота літака. Вихідні дані: Висота катапультування - 100 м.; Швидкість польоту 720 км/год.; Швидкість катапультування Vк = 20м/с.; Вага пілота та крісла Gо = 180 кг.; Направляючі крісла розташовані під кутом a = 70. Методи дослідження: розрахунок параметрів процесу катапультування проведено за теорією імпульсу; використані керівництва для конструкторів по проектуванню авіаційних засобів порятунку та розрахунку парашутного обладнання; аеродинамічні розрахунки виконано панельним методом безвідривного обтікання. Наукова новизна одержаних результатів: проведено аналіз сучасних існуючих засобів забезпечення порятунку екіпажу під час виникнення аварійної ситуації; проведені параметричні розрахунки обраного прототипу, розрахована і проаналізована траєкторія руху крісла під час катапультування; проаналізовано етапи спрацьовування систем крісла; розраховані навантаження які діють на крісло; проведено розрахунок парашута і визначені навантаження які діють на купол; запропоновано принципово новий блок роз'єднання зв'язків крісла-катапульти з бортом літака Практичне значення одержаних результатів: виконано аналіз та розрахунок конструктивних особливостей катапультного крісла КМ-1, що встановлюється на літаки: Міг-21, Міг-23, Міг-25, Міг-27. Згідно завдання на роботу розроблена конструкція блоку роз'єднання зв'язків з бортом літака крісла-катапульти літака винищувача. Апробація результатів дисертації: науково-практична конференція студентів та молодих вчених "Авіа-ракетобудування: Перспективи та напрямки розвитку". Впровадження: результати наукових досліджень впроваджені у наукову базу знань та інформації інвестиційної компанії «Боміс», що підтверджено відповідним актом.Документ Відкритий доступ Модель зовнішніх навантажень на пружне крило літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2023) Гевко, Богдан Андрійович; Бондар, Юрій ІвановичГевко Б.А. Модель зовнішніх навантажень на пружне крило літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі. – Кваліфікаційна наукова праця на правах рукопису. Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора філософії за спеціальністю 134 – Авіаційна та ракетно-космічна техніка. – Навчальнонауковий інститут аерокосмічних технологій, Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського» Міністерства освіти і науки України, Київ, 2023. Дисертація присвячена питанню розробки моделі зовнішніх навантажень, що діють на крило великого подовження (λ≥8) літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі з урахуванням аеропружності на основі розрахункових та експериментальних досліджень. Вимоги до аналізу динамічного навантаження від поривів повітря та безперервної турбулентності регламентуються нормами льотної придатності. Навантаження на крило є вихідними даними для проведення аналізу напружено-деформованого стану конструкції та повинні відповідати навантаженням, що діють у реальних умовах польоту. Від ступеня цієї відповідності залежить міцність, закладена в конструкцію крила, його вагова ефективність й параметри втомної міцності. Відомо, що ресурс конструкції залежить від напружень в 4-ому степені. Таким чином, помилка в розрахунках навантажень на ±5% веде до втрат або збільшення ресурсу на 20%. Як наслідок, високі напруження в конструкції крила ведуть до появи втомних дефектів (тріщин), а занижені напруження призводять до втрати вагової ефективності й підвищенню експлуатаційних витрат. Отримання такої моделі навантажень, яка з високою точністю співпаде з даними експериментальних досліджень та дозволить провести необхідні розрахунки на ранніх етапах проектування літального апарату є актуальною науковою та практичною задачею. Метою дослідження є отримання математичної моделі зовнішніх навантажень літака при польоті в неспокійному повітрі, що забезпечить відповідність результатів чисельного рішення з урахуванням ефектів нестаціонарної аеродинаміки результатам експерименту. У вступі обґрунтовано вибір теми досліджень, сформульовані мета і завдання дослідження. Висвітлено зв'язок з науково-дослідними програмами та роботами, а також наукову новизну та практичне значення отриманих результатів. Наведено відомості про апробацію результатів дисертаційної роботи та особистий внесок автора. В першому розділі наведено огляд літератури за темою дисертаційної роботи. Першочергово розглянуто види поривів повітря, що використовуються при моделюванні навантаження конструкції літака: статичний вертикальний порив вітру, однократний порив (у формі 1-cos) та безперервна турбулентність (спектральна густина потужності (PSD) турбулентності у формі фон Кармана). Розглянуто методи визначення навантажень на крило літака при польоті в неспокійному повітрі. Сформульовано порядок розрахунку навантажень: побудова пружно-масової моделі літака; виконання модального аналізу конструкції; побудова аеродинамічної моделі та обчислення аеродинамічних коефіцієнтів, сил та моментів для досліджуваних умов польоту; обчислення приростів навантажень від поривів повітря та сумування з навантаженнями горизонтального польоту для отримання інтегральних сил і моментів. Описано експериментальні методи дослідження пружних та аеропружних характеристик конструкції: випробування динамічно подібних моделей в аеродинамічних трубах, наземні частотні випробування (НЧВ). Розглянуто методику обробки навантажень виміряних під час льотних випробувань. На основі проведеного аналізу зроблені висновки та сформульовано задачі, що потребують розв’язання для теоретичних і практичних цілей. В другому розділі проводиться опис запропонованої моделі зовнішніх навантажень на конструкцію крила літака транспортної категорії при польоті в неспокійному повітрі та представлено математичні алгоритми їхньої роботи. При проектуванні агрегатів ЛА, моделі деталей та вузлів перетворюються у скінченно-елементні моделі (СЕМ), які в свою чергу формують глобальні СЕМ агрегатів та усієї конструкції ЛА, що мають 104 -106 степенів свободи і потребують значних обчислювальних потужностей. Тому, сформульовано алгоритм визначення та побудови осі жорсткості складного просторового агрегату. Це дозволяє описати навантаження й деформований стан конструкції з застосуванням лінійної інженерної теорії вигину й кручення балок змінної жорсткості, що використовує гіпотезу плоских перетинів. Таким чином, отримано балкову пружно-масову модель літака, для якої описано математичні алгоритми побудови й визначення форм та частот власних коливань. Також розглянуто три методи визначення аеродинамічних навантажень на пружну конструкцію літального апарату: 1) метод стаціонарних вихорів; 2) метод нестаціонарних вихорів; 3) метод циркуляцій. Отримані результати дозволили сформувати метод визначення навантажень на агрегати літака в тому числі і на крило при польоті в неспокійному повітрі: 1. При модальному аналізі конструкції застосовується метод Ланцоша. 2. Для врахування нестаціонарних аеродинамічних сил використовується метод нестаціонарних вихорів з визначенням цих сил у часовій області шляхом прямого інтегрування рівнянь за часом. 3. Динамічні навантаження визначаються за розподіленими силами. 4. Для визначення навантажень у горизонтальному польоті використано метод, заснований на розкладанні пружних статичних деформацій у ряд по формах власних коливань. В цьому випадку класичні методи визначення статичних навантажень використовуються для перевірки побудови розрахункових пружно-масових та аеродинамічних моделей. В третьому розділі сформульовано та описано структуру та принцип роботи інтегрованої моделі розрахунку навантажень на літак при польоті в неспокійному повітрі. Програмне забезпечення моделі розділене на керуючі підпрограми і окремі підзадачі (сегменти), які виконуються послідовно. Обмін інформацією здійснюється через спільні блоки вищестоящих в ієрархії завантаження сегментів. Це дозволило створити ланцюг логічних моделей взаємодії програмних засобів. Також наведено перелік, структуру та порядок організації вхідних та вихідних даних необхідних для розрахунку навантажень на крило літака при польоті в неспокійному повітрі. Четвертий розділ містить результати математичного моделювання, НЧВ та льотних випробувань, які дозволили проаналізувати достовірність запропонованої моделі зовнішніх навантажень. Визначено різницю між результатами розрахунку навантажень від безперервної турбулентності на пружне крило літака транспортної категорії методами ДНВ (Динамика неспокойного воздуха) та IMAD (Interactive Multidisciplinary Aircraft Design). Навантаження, розраховані за допомогою IMAD, загалом нижчі, ніж значення, розраховані ДНВ. Відмінності в результатах зумовлені використанням різних методів опису аеродинамічних поверхонь літака та методів визначення аеродинамічних навантажень. Тому додатково розглянуто різні методи математичного моделювання обтікання ЛА: дипольної решітки (DLM), панельний (Panel), дипольної решітки та постійних тисків (DLM/CPM), вихрових рамок (VFM). Врахування ефектів нестаціонарної аеродинаміки призводить до зміни значень приростів навантажень від поривів повітря (до 2% у кореневих перетинах крила і до 10% у кінцевих перетинах). Розглянуто вплив кількості обчислюваних тонів коливань конструкції літака при модальному аналізі на навантаження. Визначено, що при збільшенні кількості тонів величина навантажень зростає, крім навантажень горизонтального польоту, які практично не залежать від кількості тонів. При збільшенні кількості тонів з 20 до 40 ‒ значення не відрізняються більш ніж на 0,5% для вертикального перевантаження ny та не більш ніж 0,1% для поперечної сили Qy та моментів Мz та Мx. Хоча максимальні частоти відрізняються майже у 3,5 рази (30 та 104 Гц), а час обчислень – майже в 4 рази. Також обчислено навантаження при польоті в умовах безперервної турбулентності на різних режимах (швидкість, висота). З висот виділено мінімальну, де отримані найвищі навантаження та висоти на яких досягається максимальне число Маха МС , де отримано значний крутний момент. Крім того, виконано аналіз динамічної реакції конструкції літака шляхом визначення частот та форм власних коливань регіонального транспортного літака (РТЛ-178) та проведено порівняння з результатами НЧВ літака Ан-178, де отримано високу (до 2,5%) збіжність частот коливань. Додатково визначено навантаження, що виникають при дисбалансі ротора двигуна розміщеного на крилі. Це показало можливість застосування запропонованих моделей літака та навантажень для вирішення задач динамічного навантаження агрегатів літака. Наукова новизна отриманих результатів: 1. Удосконалено математичну модель зовнішніх навантажень при польоті в неспокійному повітрі для пружного літака, що враховує масові, пружні та аеродинамічні характеристики конструкції літака і параметри поривів повітря та дає можливість підняти точність розрахунків до 2,5%. 2. Синтезовано нову комп’ютерно-інтегровану технологію розрахунку навантажень на літак, що використовує комплексну математичну модель пружного літака транспортної категорії з крилом великого подовження на базі балкових масово-інерційних моделей конструкції літака та панельних аеродинамічних методів. 3. Ідентифіковано параметри впливу зовнішніх факторів на навантаження та динамічну реакцію конструкції крила літака транспортної категорії у відповідності до його пружної моделі та параметрів зовнішніх факторів, при використанні запропонованої моделі навантажень. 4. На основі комп’ютерних технологій, системно комплексовано обчислювальні методи ДНВ та IMAD, а також панельні аеродинамічні методи DLM/CPM, VFM, DLM та Panel, що використовуються для визначення навантажень, що діють на літак при польоті в неспокійному повітрі.Документ Відкритий доступ Нормування навантажень надлегкого літака за стандартами LTF-UL(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2025) Степанюк, Михайло Віталійович; Бондар, Юрій ІвановичАктуальність: Сучасна авіаційна індустрія активно розвиває сегмент надлегкої авіації, що вимагає забезпечення високого рівня безпеки та надійності конструкцій. При проектуванні надлегких літаків виникає критична потреба у точному визначенні навантажень, особливо в умовах обмежень по масі. Недостатнє вивчення та неточний розрахунок цих параметрів можуть призвести до зниження льотної придатності. Тому аналіз та оптимізація розрахункових схем для визначення максимальних експлуатаційних та руйнівних навантажень відповідно до сучасних європейських норм LTF-UL є надзвичайно актуальним завданням. Мета роботи: Аналіз та розробка методики розрахунку та нормування навантажень на конструкцію надлегкого літака з метою підтвердження його міцності та відповідності вимогам LTF-UL. Об’єкт дослідження: Процес нормування аеродинамічних, інерційних та експлуатаційних навантажень на конструкцію надлегкого літака. Предмет дослідження: Методи розрахунку та моделювання навантажень на основні несучі поверхні надлегкого літака (крило, горизонтальне та вертикальне оперення, а також механізацію крила) згідно зі стандартами LTF-UL. Методи дослідження: Аналіз нормативної документації та порівняння стандартів; теоретичні методи аеродинаміки та динаміки польоту для визначення розподілу навантажень; математичне 5 моделювання для побудови діаграм «швидкість-перевантаження» (V-n діаграм); інженерні методи розрахунку міцності елементів конструкції. Наукова новизна отриманих результатів: Полягає у систематизації та адаптації інженерної методики нормування навантажень згідно з LTF-UL для застосування в українській практиці проектування надлегких літаків, що дозволяє підвищити точність розрахунків на ранніх етапах проектування. Практичне значення отриманих результатів: Отримані результати можуть бути застосовані при проектуванні, модернізації та сертифікації надлегких літаків для підтвердження міцності та відповідності міжнародним авіаційним стандартам, що сприятиме підвищенню безпеки польотів та конкурентоспроможності вітчизняної авіаційної техніки. Апробація: Основні положення роботи доповідались на науковотехнічній конференції VI науково-практична конференція студентів та молодих вчених «АВІА-РАКЕТОБУДУВАННЯ: ПЕРСПЕКТИВИ ТА НАПРЯМКИ РОЗВИТКУ» грудень 2024 р., м. Київ. Публікації: За темою дисертації опубліковано тези доповіді у збірнику матеріалів конференції «АВІА-РАКЕТОБУДУВАННЯ: ПЕРСПЕКТИВИ ТА НАПРЯМКИ РОЗВИТКУ».Документ Відкритий доступ Розробка безпілотного екраноплану легкого класу(КПІ ім. Ігоря Сікорського, 2025) Назарина, Роман Валерійович; Бондар, Юрій ІвановичАктуальність: Актуальність роботи визначається необхідністю розробки високошвидкісних транспортних засобів, які поєднують високу швидкість, енергоефективність та велику вантажопідйомність за рахунок використання екранного ефекту в ідеї безпілотного судна. Також слід зауважити, що екраноплан займає унікальну нішу, пропонуючи найнижчу вартість перевезення вантажу серед високошвидкісних рішень. Мета роботи: Проведення комплексної розробки, що спрямована на теоретичне та конструктивне обґрунтування проєкту безпілотного екраноплана легкого класу, а також його економіко-стратегічне забезпечення для успішної реалізації на ринку. Об’єкт дослідження: Концепція безпілотного екраноплану. Предмет дослідження: Можливості схеми екраноплану, що можуть бути корисні у досягненні високої енергоефективності в сегменті безпілотної авіації. Методи дослідження: Аеродинамічні дослідження та розрахунок конструкції планера для оптимізації несучих поверхонь, що забезпечують необхідну стійкість при бажаній злітній масі. Обрахунок критичних навантажень декількох типів, що діють на конструкцію під час польоту, для ескізного проєктування силового набору. Аналіз виробничих технологій для підбору оптимальних рішень, що забезпечують високу корозійну стійкість та масову досконалість композитних структур. Наукова новизна отриманих результатів: Використання переваг схеми екраноплану для розробки та обґрунтування конструкції планера безпілотного судна, що була вперше реалізована, після деяких невеликих іноземних виробників. Практичне значення отриманих результатів: Отримані в ході дослідження результати розрахунків та комплексних досліджень формують інженерну та теоретичну базу для реалізації проєкту безпілотного екраноплана. Ця база дозволяє створити апарат, який забезпечує якісно новий, кращий баланс ключових експлуатаційних характеристик, а саме: високої швидкості, енергоефективності та надійної стійкості. Таким чином, можна реалізувати продукт, що запропонує ринку безпілотних систем рішення, яке перевищуватиме існуючі пропозиції за сукупністю льотно-технічних та економічних показників.