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. Зовнішні навантаження є вихідними даними для проведення аналізу напружено-деформованого стану конструкції. Від них залежить міцність, закладена в конструкцію, вагова ефективність й параметри втомної міцності. 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. Основна частина дисертації складається з чотирьох розділів. В першому розділі розглянуто методи визначення навантажень на крило літака при польоті в неспокійному повітрі. Сформульовано порядок розрахунку навантажень. 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. В другому розділі сформульовано алгоритм визначення та побудови осі жорсткості складного просторового агрегату. Таким чином, отримано балкову пружно-масову модель літака, для якої описано математичні алгоритми побудови й визначення форм та частот власних коливань. Також розглянуто методи визначення аеродинамічних навантажень на пружну конструкцію літального апарату. Отримані результати дозволили сформувати метод визначення навантажень на агрегати літака в тому числі і на крило при польоті в неспокійному повітрі. В третьому розділі сформульовано та описано структуру та принцип роботи інтегрованої моделі розрахунку навантажень на літак при польоті в неспокійному повітрі. Також наведено перелік, структуру та порядок організації вхідних та вихідних даних необхідних для розрахунку навантажень. Четвертий розділ містить результати математичного моделювання, НЧВ та льотних випробувань, які дозволили проаналізувати достовірність запропонованої моделі зовнішніх навантажень. Першочергово, порівняно методи ДНВ та IMAD, що використовуються для визначення навантажень на літак при польоті в неспокійному повітрі. Додатково розглянуто кілька методів математичного моделювання обтікання літака: 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: 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. 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.
