В рамках изучения возможности ограничения времени работы гидравлических агрегатов летательных аппаратов в полете под высоким давлением и в целях продления срока службы бортовой гидравлической системы проведены экспериментальные исследования по изменению уровня номинального рабочего давления в гидравлической системе комплексного стенда ЦАГИ для отработки электрогидравлических рулевых приводов и систем управления летательных аппаратов. Регулирование давления по режимам полета предполагает возможность снижения отбора мощности от авиадвигателя, а также значительно упрощает процесс перехода на более высокий уровень номинального рабочего давления в гидравлических системах, что может снизить массу и объем гидравлического оборудования летательного аппарата. Показано, что использование специального устройства --- редукционного блока --- позволяет дистанционно по командным сигналам системы управления регулировать в широком диапазоне значений давление гидропитания приводов на испытательном стенде. Применение редукционного блока автоматизирует процесс и расширяет виды экспериментальных исследований рулевых приводов, например, при имитации различных режимов полета или отказных ситуаций при полунатурном моделировании динамики движения летательного аппарата. Приведены описание и принцип действия основных элементов редукционного блока. В результате исследования динамики переходных процессов по изменению давления выявлено, что принципиальная схема предлагаемого редукционного блока может применяться не только на испытательном стенде, но и на борту современных и перспективных летательных аппаратов в целях создания интеллектуальных гидравлических систем нового поколения.

Аннотация: Предложен метод измерения объема жидкости (нефти, нефтепродуктов, сжиженного газа и т. д.) в различных резервуарах по значениям уровня жидкости в трех точках на поверхности жидкости. По априорным координатам этих точек и измеренным уровням с помощью соотношений аналитической геометрии определяются реальный уровень жидкости, соответствующий центру базовой поверхности днища резервуара. Затем по реальному уровню вычисляется объем жидкости для резервуаров правильных геометрических форм или по тарировочным таблицам для резервуаров неправильных форм или имеющих внутри какие-либо конструктивные включения. Указанный метод может найти применение в нефтехранилищах, транспортных средствах (танкерах, бензовозах и т. п,), перевозящих жидкие продукты, а также при контроле объема топлива в баках летательных аппаратов.

В статье освещается архитектура опытного образца полетного контроллера, разрабатываемого Институтом проблем управления Российской академии наук на базе отечественной микросхемы. Приводится общая архитектура полетного контроллера. Рассматривается как аппаратная составляющая, так и программная. Приведена структура процесса управления квадрокоптером с использованием разработанного полетного контроллера.

Рассмотрена работа некоторых экранно-выхлопных устройств (ЭВУ) с целью изучения влияния траектории выхлопных газов на рулевые характеристики полета одновинтового вертолета, а также возможного последующего изменения негативного влияния теплового следа горячих газов авиадвигателей вертолетов на конструкцию планера и его составляющих.Научная новизна проекта обеспечивается: использованием предварительно отработанных моделей определения моделей температурных полей в конструкции планера и способов снижения температур видимых поверхностей; экспериментальной проверкой макета устройства изменения температурного следа по (по величине и направлению вектора перемещения), выполненного в масштабе 1:20 при соблюдении автомодельности течения взаимодействия потоков питания (выхлопной газотурбинного) и управления (набегающий поток воздуха)