Розробка концепції інтегрованого проєктування і моделювання літаків

The analysis of aircraft design methods reported here has revealed that building a competitive aircraft necessitates devising a scientifically based concept of integrated aircraft design employing CAD/CAM/CAE/PLM software suites. A generalized concept of integrated design and three-dimensional computer modeling of aircraft involving the CAD/CAM/CAE/PLM systems has been developed. Based on the proposed concept, the principles of integrated design of aircraft were devised. The features of designing the training and training-combat aircraft, transport-category aircraft, light civilian aircraft have been described. A method for determining the take-off weight, design parameters, and formation of the general appearance of aircraft has been improved. The method is intended to form the appearance of the aircraft at the stages of preliminary design, the purpose of which is reduced to determining the permissible version of the aircraft project. The project must meet the predefined requirements and restrictions in the selected aircraft scheme and the assigned set of parameters that characterize its airframe and power plant. A method of parametric modeling of aircraft has been improved, which includes the stages of creating a master geometry of the aircraft and a model of space distribution. Parametric models of master geometry and models of space distribution, training and training-combat aircraft, transport-category aircraft, light civilian aircraft have been constructed. Methods of integrated design of aircraft main units have been devised and theoretically substantiated. Parametric models of master geometry of the wing for a training aircraft, the wings, appendage, and fuselage of a light civilian aircraft were built, taking into consideration the design features of aircraft units of various categoriesПроведённый анализ методов проектирования самолетов показал, что для создания конкурентоспособных самолетов необходимы научно обоснованные методы интегрированного проектирования с помощью компьютерных систем CAD\CAM\CAE\PLM. Разработана обобщенная концепция интегрированного проектирования и трехмерного компьютерного моделирования самолетов с помощью систем CAD/CAM/CAE/PLM. На основе представленной концепции разработаны принципы интегрированного проектирования самолетов. Представлены особенности проектирования учебно-тренировочных и учебно-боевых самолетов, самолетов транспортной категории, легких гражданских самолетов. Усовершенствован метод определения взлетного веса, проектных параметров и формирования общего вида самолетов. Метод предназначен для формирования облика самолета на этапах предварительного проектирования, цель которого сводится к определению допустимого варианта проекта самолета. Проект должен удовлетворять заданным требованиям и ограничениям при выбранной схеме самолета и заданном наборе параметров, характеризующих его планер и силовую установку. Усовершенствован метод параметрического моделирования самолетов, который включает в себя создание мастер-геометрии самолета и модели распределения пространства. Созданы параметрические модели мастер-геометрии и модели распределения пространства учебно-тренировочных и учебно-боевых самолетов, самолетов транспортной категории, легких гражданских самолетов. Разработаны и теоретически обоснованы методы интегрированного проектирования основных агрегатов самолетов. Созданы параметрические модели мастер-геометрии крыла учебно-тренировочного самолета, крыла, оперения и фюзеляжа легкого гражданского самолета с учетом особенностей конструкции агрегатов самолетов различных категорийПроведений аналіз методів проєктування літаків показав, що для створення конкурентоспроможних літаків необхідно розробити науково обґрунтовану концепцію інтегрованого проектування літаків за допомогою комп'ютерних систем CAD/CAM/CAE/PLM. Розроблено узагальнену концепцію інтегрованого проєктування і тривимірного комп'ютерного моделювання літаків за допомогою систем CAD/CAM/CAE/PLM. На основі запропонованої концепції були розроблені принципи інтегрованого проєктування літаків Описано особливості проєктування навчально-тренувальних і навчально-бойових літаків, літаків транспортної категорії, легких цивільних літаків. Вдосконалено метод визначення злітної ваги, проєктних параметрів та формування загального вигляду літаків. Метод призначений для формування вигляду літака на етапах попереднього проєктування, мета якого зводиться до визначення допустимого варіанта проекту літака. Проєкт повинен задовольняти заданим вимогам і обмеженням при вибраній схемі літака і заданому наборі параметрів, що характеризують його планер і силову установку. Вдосконалено метод параметричного моделювання літаків, який містить етапи створення майстер-геометрії літака і моделі розподілу простору. Створено параметричні моделі майстер-геометрії і моделі розподілу простору, навчально-тренувальних і навчально-бойових літаків, літаків транспортної категорії, легких цивільних літаків. Розроблено та теоретично обґрунтовано методи інтегрованого проектування основних агрегатів літаків. Створені параметричні моделі майстер-геометрії крила навчально-тренувального літака, крила, оперення та фюзеляжу легкого цивільного літака з урахуванням особливості конструкції агрегатів літаків різних категорі

Research on Scientific Directions for Flying Cars at the Preliminary Design Stage

This article was written to investigate the research on the scientific directions for flying cars at the preliminary design stage to provide a rationale for the choice of scientific research in the area of flying cars. At present, the population of the Earth is gradually increasing, and traffic congestion will become a common phenomenon in cities in the future. This work used the methods of theoretical and statistical analysis to form an overall picture of this area of research. We researched the statistical data analysis conducted by scientists who dealt with flying cars and the associated issues. We gave a rationale for the choice of the object of scientific research, which is flying cars. People can read this information to have a starting point in their understanding of flying car design. This analysis of famous scientific works provides possible scientific directions that the research can take with respect to designing a flying car that combines the advantages of an airplane and a car and can take off and land on a normal highway for a short distance, as well as help people reach their destination quickly and easily

Розробка параметричного вигляду силової установки модифікацій регіонального пасажирського літака Ан-158

The object of research is the process of remotorization of a regional passenger aircraft to increase its fuel efficiency. Based on the conceptual requirements for the remotorization of the An-158 aircraft with turbojet bypass engines, a parametric appearance of three modifications of this aircraft with turboprop engines for 80, 100, and 120 passenger seats was formed. The study was carried out on the basis of the well-known modular software systems «Integration 2.1» and «Air propeller 2.2» for typical flight profiles of the An-158 aircraft. Improved procedures of weight design and determination of the takeoff characteristics of aircraft with different types of power plant engines have made it possible to identify the most advantageous flight speeds of aircraft modifications with a turboprop engine corresponding to different flight masses. The results of the study of flight performance for optimal and «non-optimal» modifications of the aircraft are reported. The parametric appearance of the propeller was formed, the shape of the propeller blade for the cruising flight mode was determined for modifying the aircraft with a maximum number of passengers – 120 people. It is shown that the propeller for this modification of the aircraft cannot have less than 8 blades since with a smaller number of blades, the maximum chord of the propeller blade increases. The inductive power costs increase significantly due to the small elongation of the blades and, as a result, the flight efficiency of the propeller decreases. It is shown that the total fuel consumption for the entire typical flight of all modifications of the aircraft with turboprop engine at all studied flight speeds is less than the total fuel consumption of the An-158 base aircraftОб’єктом дослідження є процес ремоторизації регіонального пасажирського літака для збільшення його паливної ефективності. На основі концептуальних вимог до ремоторизації літака Ан-158 з турбореактивними двоконтурними двигунами сформовано параметричний вигляд трьох модифікацій цього літака з турбогвинтовими двигунами на 80, 100 і 120 пасажирських місць. Дослідження проведено на основі відомих модульних програмних комплексів «Інтеграція 2.1» і «Повітряний гвинт 2.2» для типових профілів польоту літака Ан-158. Удосконалені методики вагового проектування та визначення злітних характеристик літаків з різними типами двигунів силової установки дали змогу виявити найвигідніші швидкості польоту модифікацій літака з турбогвинтовим двигуном, що відповідають різним польотним масам. Представлено результати дослідження льотно-технічних характеристик для оптимальних і «неоптимальних» модифікацій літака. Сформовано параметричний вигляд повітряного гвинта, визначено форму лопаті повітряного гвинта на режим крейсерського польоту для модифікації літака з максимальною кількістю пасажирів – 120 осіб. Показано, що повітряний гвинт для цієї модифікації літака не може мати менше 8 лопатей, оскільки за меншої кількості лопатей зростає максимальна хорда лопаті повітряного гвинта. Значно зростають індуктивні витрати потужності через мале подовження лопатей і, як наслідок, знижується польотний коефіцієнт корисної дії повітряного гвинта. Показано, що сумарна витрата палива за весь типовий політ усіх модифікацій літака з ТВД на всіх досліджених швидкостях польоту менша за сумарну витрату палива базового літака Ан-15

Signal Processing Algorithm for Monopulse Noise Noncoherent Wideband Helicopter Altitude Radar

Radio altimeters are an important component of modern helicopter on-board systems. These devices currently involve the use of narrowband deterministic signals, that limits their potential technical characteristics. Given the significant breakthrough in the development of wideband and ultra-wideband radio electronics, it is promising to create on-board radio complexes capable of obtaining the necessary information using wideband stochastic signals. At the same time, when developing such complexes, it is important to use optimal synthesis methods for radio systems, which will allow optimal signal processing algorithms and potential accuracy parameters to be obtained. In this work, the algorithm to measure flight altitude for a helicopter or an unmanned aerial vehicle based on the processing of wideband and ultra-wideband pulsed stochastic signals is synthesized for the first time by the maximum-likelihood method. When formulating the problem, the mathematical model of the signal and observation is specified, and their statistical characteristics are investigated. The peculiarity of the synthesis task is the use of a noise pulse transmitter, which implements the function of an underlying surface illuminator, as well as considering the signal structure destruction during its radiation, propagation, and reflection. This signal shape destruction makes it impossible to synthesize a radar with internally coherent processing when working on one receiving antenna. In accordance with the synthesized algorithm, a simulation model of a pulsed radar with a stochastic probing signal has been developed and the results of its modeling are presented

Signal Processing Algorithm for Monopulse Noise Noncoherent Wideband Helicopter Altitude Radar

Radio altimeters are an important component of modern helicopter on-board systems. These devices currently involve the use of narrowband deterministic signals, that limits their potential technical characteristics. Given the significant breakthrough in the development of wideband and ultra-wideband radio electronics, it is promising to create on-board radio complexes capable of obtaining the necessary information using wideband stochastic signals. At the same time, when developing such complexes, it is important to use optimal synthesis methods for radio systems, which will allow optimal signal processing algorithms and potential accuracy parameters to be obtained. In this work, the algorithm to measure flight altitude for a helicopter or an unmanned aerial vehicle based on the processing of wideband and ultra-wideband pulsed stochastic signals is synthesized for the first time by the maximum-likelihood method. When formulating the problem, the mathematical model of the signal and observation is specified, and their statistical characteristics are investigated. The peculiarity of the synthesis task is the use of a noise pulse transmitter, which implements the function of an underlying surface illuminator, as well as considering the signal structure destruction during its radiation, propagation, and reflection. This signal shape destruction makes it impossible to synthesize a radar with internally coherent processing when working on one receiving antenna. In accordance with the synthesized algorithm, a simulation model of a pulsed radar with a stochastic probing signal has been developed and the results of its modeling are presented

Algorithm for Determining Three Components of the Velocity Vector of Highly Maneuverable Aircraft

We developed a signal processing algorithm to determine three components of the velocity vector of a highly maneuverable aircraft. We developed an equation of the distance from an aircraft to an underlying surface. This equation describes a general case of random spatial aircraft positions. Particularly, this equation considers distance changes according to an aircraft flight velocity variation. We also determined the relationship between radial velocity measured within the radiation pattern beam, the signal frequency Doppler shift, and the law of the range changing within the irradiated surface area. The models of the emitted and received signals were substantiated. The proposed equation of the received signal assumes that a reflection occurs not from a point object, but from a spatial area of an underlying surface. It fully corresponds to the real interaction process between an electromagnetic field and surface. The considered solution allowed us to synthesize the optimal algorithm to estimate the current range and three components {Vx,Vy,Vz} of the aircraft’s velocity vector V→. In accordance with the synthesized algorithm, we propose a radar structural diagram. The developed radar structural diagram consists of three channels for transmitting and receiving signals. This number of channels is necessary to estimate the full set of the velocity and altitude vector components. We studied several aircraft flight trajectories via simulations. We analyzed straight-line uniform flights; flights with changes in yaw, roll, and attack angles; vertical rises; and landings on a glide path and lining up with the correct yaw, pitch, and roll angles. The simulation results confirmed the correctness of the obtained solution