Исследование влияния динамических свойств силовой установки и программ управления вектором тяги на характеристики самолета короткого взлета / вертикальной посадки тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Карасев, Владимир Николаевич

• Карасев, Владимир Николаевич
• кандидат технических наук
• 2000

Оглавление диссертации кандидат технических наук Карасев, Владимир Николаевич

Введение.Т.

Глава 1. Анализ развития СКВВП и формулировка целей исследования.

1.1. Анализ требований к СКВВП и их силовым установкам.

1.2. Современное состояние разработок СКВВП.

1.3. Основные схемы силовых установок самолетов вертикального взлета и посадки и требования, предъявляемые к ним.

1.4. Программа создания маневренного СКВВП США.зй

1.5. Перспективные программы исследования и разработки авиационных двигателей для СКВВП.4о

1.6. Состояние разработки и требования к интегрированным САУ для перспективных СКВВП.^¿г

1.7. Формулировка цели и предмета исследования.

1.8. Постановка задачи и методология исследования.

Глава 2. Моделирование динамики СКВВП как сложной системы.

2.1. Принципы построения математической модели СКВВП.

2.1.1. Моделирование аэродинамических характеристик самолета.

2.1.2. Моделирование динамики движения СКВВП.

2.2. Моделирование динамических характеристик ГТД сложных схем

2.2.1. Особенности математического моделирования динамических характеристик силовых установок СКВВП.

2.2.2. Математические модели отдельных элементов СУ.

2.3. Моделирование систем управления самолетом и двигателем.

2.4. Идентификация математических моделей СКВВП.

Глава 3. Управление СУ СКВВП на околонулевых скоростях полета./.РР

3.1. Моделирование взлета с коротких ВПП.

3.2. Управление угловым положением СКВВП с помощью изменения тяги силовой установки с выносным вентилятором.

3.3. Моделирование динамики вертикального взлета и посадки.

3.4. Использование программ быстрого изменения тяги (БИТ) двигателя для стабилизации углового положения СКВВП.

3.5. Моделирование отказов двигателей и возможности спасения летчика.

Глава 4. Применение УВТ в полете.&

4.1. Маневрирование на сверхкритических углах атаки.¿3/

4.2. Ориентирование фюзеляжа самолета на цель.

4.3. Полет в режиме огибания рельефа местности.

5. Выводы и заключение.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование влияния динамических свойств силовой установки и программ управления вектором тяги на характеристики самолета короткого взлета / вертикальной посадки»

Развитие авиации и авиационного двигателестроения в конце XX века получило новый качественный скачок, который обеспечили новые методы проектирования, основанные на компьютерных вычислениях и интеграции параметров критичных узлов, а также свойства новых материалов и технологий производства. Достижения в области аэродинамики позволили создать в начале 80-х годов поколение истребителей, летно-технические характеристики (JTTX) которых трудно было улучшить в рамках традиционных схем проектирования. Дальнейшее развитие маневренных и взлетно-посадочных характеристик многоцелевых самолетов связывают прежде всего с применением статически неустойчивых аэродинамических схем, двигателями переменного цикла, выхлопными устройствами с отклонением сопел. Таковы проекты истребителей XXI века F-22, Rafal-D, EF2000, JSF, JAS39, Як-141, Су-37, МиГ-1.44 и небольших транспортных самолетов Osprey V-22, Bell Boeing-609 др. [36][44][65][66]. Особую роль в повышении ЛТХ будущих самолетов отводится бортовым системам автоматического управления, которые должны координировать работу всех подсистем с целью наивыгоднейшего выполнения полетного задания. Возможности современных систем управления, связанные с мощными бортовыми программными комплексами, позволили повысить экономичность, и то же время надежность полетов в широком диапазоне скоростей и высот.

Двигатели современных самолетов стали менее габаритными, более легкими, более мощными и более экономичными. Это позволило обеспечить тяговооруженность небольших маневренных самолетов более единицы, а, следовательно, стал реален переход к возможности вертикального взлета и посадки при использовании техники поворота вектора тяги. Следует отметить, что силовые установки легких маневренных самолетов на основе газотурбинных двигателей обеспечили тяговооруженность более единицы уже несколько десятилетий тому назад. Так максимальная тяговооруженность известных истребителей прошлого поколения Су-27 и Р-15 составляла утах > 1,22 при работе на форсированных взлетных режимах, что, теоретически, могло обеспечить вертикальный взлет. Однако вопросы весового проектирования и интеграции самолета и силовой установки (СУ) не позволили в то время создать эффективный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) с высокими ЛТХ.

Проблема интеграции становится актуальной еще и потому, что возможности создания подъемной силы летательных аппаратов только с помощью аэродинамических методов близки к предельным, и поэтому возникает задача использования возможностей силовой установки для непосредственного создания подъемной силы и отбора мощности для создания управляющих сил ориентации самолета в пространстве ( так называемые «энергетические методы» управления). Все это предъявляет дополнительные требования к силовым установкам современных и будущих самолетов. В первую очередь, это касается скорости изменения тяги двигателей, поворота и точности ее установки в пространстве. Кроме того, остаются открытыми чисто двигательные проблемы, такие как обеспечение надежной и устойчивой работы в широком диапазоне рабочих режимов, при взаимовлиянии управляющих органов, а также компенсация отказов и др. Таким образом выбор схемы и параметров СУ самолета становится еще более сложной задачей. На рис. 1 показаны подсистемы современного маневренного самолета, влияющие на выбор параметров силовой установки с управляемым вектором тяги (УВТ).

По мнению разработчиков авиационных двигателей, проблема интеграции заключается не только в значительном усложнении силовой установки (дополнительные устройства отбора воздуха, мощности и т.д.), ужесточении требований по надежности к двигателю, работающему длительное время на предельных режимах работы, а следовательно, увеличении размеров и веса, но и в увеличении числа регулирующих устройств, усложняющих прогнозирование устойчивого поведения и расчет двигателя во всем диапазоне его рабочих режимов. Повышение сложности СУ перспективных самолетов резко увеличивает сроки и стоимость их разработки. Кроме того, возрастает технический риск достижения заданных проектных параметров. В конце 80-х годов цикл разработки и доводки ТРДД достигал, в среднем, 10-12 лет, а стоимость разработки нового двигателя около 1 млрд. долл. Однако, ускорение научно-технического прогресса требует сокращение этого цикла, по крайней мере, вдвое. Важным остается вопрос о доступности цены на авиадвигатели.

СВВП как транспортное средство для народного хозяйства также может быть востребован. В современных условиях все более остро ставится проблема взлетно-посадочных полос (ВПП). Дороговизна земли в густонаселенных районах Европы и высокая стоимость строительства и эксплуатации аэродромов в малонаселенных районах России ограничивают развитие транспортных перевозок с помощью обычной авиации. Для малой авиации, кроме того, становится актуальной проблема замены не очень эффективных по экономическим критериям транспортных вертолетов. Одним из примеров хозяйственного применения СВВП может служить задача обслуживания морских нефтедобывающих платформ, удаленных от берегов России.

Еще совсем недавно, десятилетие назад, основные подсистемы существующих самолетов разрабатывались, как правило, традиционными методами, когда каждая из подсистем проектировалась независимо от других. Характеристики этих подсистем оптимизировались отдельно, причем в предположении наихудших характеристик других подсистем. При объединении подсистем эффективность самолета в целом была далека от оптимальной. Интеграция системы управления полетом и силовой установкой позволила существенно улучшить характеристики самолета и двигателя путем наивыгоднейшего согласования параметров отдельных подсистем по критериям более высокого уровня. На перспективных самолетах, которые будут иметь дополнительные органы управления, сопла УВТ и реверса, ПГО, воздухозаборники переменной геометрии, двигатели переменного цикла и др., потребуется сложная координация работы перечисленных выше подсистем управления и адаптация к внешним условиям в полете. Использование принципов интеграции при проектировании, а также повышение эффективности управления самолетом и силовой установкой для перспективных истребителей обычно рассматриваются в нескольких аспектах. Интеграция самолета и силовой установки позволяет:

• удовлетворить заранее выдвинутым требованиям ;

• обеспечить более высокие показатели и JITX ;

• получить новое летное качество.

Задачи интеграции основных подсистем при проектировании самолета весьма обширны, но на первых этапах проектирования можно выделить только два основных аспекта: согласование параметров и выбор размерности планера и силовой установки с целью оптимизации летно-технических характеристик самолета и интегрированное управление аэродинамикой планера и тяговыми и расходными характеристиками двигателей с целью обеспечения топливной эффективности, а также устойчивости и управляемости самолета.

Решение проблемы интеграции параметров самолета и двигателя в общей постановке было предпринято в нашей стране в середине 50-х годов в работах проф. Флорова И.Ф.(ЦИАМ), Румянцева C.B.(МАИ) [34] [35]. Для дальних тяжелых самолетов это направление было развито д.т.н. Юговым O.K.[47], для истребителей - к.т.н. Селивановым О.Д.(ЦИАМ) [II] [48], Шкадовым Л.М.(ЦАГИ). Проектирование самолетов вертикального взлета с учетом силовой установки подробно рассматривались в работах проф-ов Курочкина Ф.ГЦ22], Лисейцева Н.К., Володина В.В (МАИ) [6], Фролищева А.А.(ЦАГИ) и др. Проблема выбора параметров силовой установки для СВВП была широко исследована в работах проф. Павленко В.Ф. [30] [31] и его учеников д.т.н. Егорова И.Н., д.т.н. Ефимова И.А.(ВАТУ) [58] и др., а также в работах к.т.н. Шульгина В.А., к.т.н. Колесникова А.Ю. (ЦИАМ), к.т.н. Кажана В.Г (ЦАГИ).

Важное место при разработке СВВП является исследование работы силовой установки и разработке их математических моделей. Вопросы динамики авиационных ГТД описаны в известных работах проф. Сосунова В.А., Литвинова Ю.А.(ЦИАМ) [39], а управление силовой установкой в полете в работах д.т.н. Гольберга Ф.Д. и д.т.н. Гуревича О.С. (ЦИАМ) [11]. Проблемы управления составной силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных рассмотрены в работах проф. Тараненко В.Т (ВАТУ) [40], д.т.н. Добрянского Г.В. (ЦИАМ) [14]. Большой комплекс работ по согласованию элементов СУ (воздухозаборников, двигателей и выходных устройств) различных схем был выполнен под руководством проф-ов Нечаева Ю.Н.[26], Кобелькова В.Н. и Полева A.C. (ВАТУ) [27] и их учениками.

В настоящее время в авиационной промышленности России существует достаточно много математических моделей авиационных ГТД, разработанных авторами, принадлежащими различным научным школам. Первые работы в нашей стране по разработке математических моделей для САПР двухконтурных двигателей проводились д.т.н. Дружининым А.Н. [15] и его учениками к.т.н. Швецом Л.И., к.т.н. Ланшиным А.И. (ЦИАМ). Математические модели газотурбинных двигателей проф. Тунакова А.П. [41], проф. Ахмедзянова A.M., Кривошеева И.А. и учеников [51] используются во многих ОКБ двигателестроения для проектирования проточной части. Следует отметить работы проф. Черкасова Б.А.[42] и учеников (МАИ), применивших современные методы регрессионного анализа для построения динамических моделей и т.д. Математические 3 модели ГТД, указанных авторов, в течение десятилетий уточнялись и совершенствовались, и поэтому они имеют достаточно высокий уровень совершенства и успешно используются как в научных исследованиях, так и в ОКБ при проектировании опытных образцов авиационных двигателей.

Большой вклад в области практической разработки и интеграции силовых установок СВВП внесли руководители и специалисты фирмы «ОКБ им. А.С.Яковлева» Новиков Р.Н., Агапов С.С., Стаурина J1.B. и многие другие. Их работы и советы во многом помогли автору при разработке моделей СКВВП и проведении исследований.

Изучением управления самолета с помощью вектора тяги в полете в нашей стране конструкторы и ученые фирм РСК "МиГ" и "ОКБ Сухого" занимались с начала 60-х годов. В настоящее время всемирно-известный самолет "Су-37", разработанный специалистами фирмы, неоднократно демонстрировал на международных выставках фигуры высшего пилотажа, которые недоступны обычным самолетам. Работы по исследованию проблем использования УВТ в полете продолжают широко вестись во всем мире. Так в перспективных американских программах развития двигателей XXI века IHPTET и VATE им уделяется приоритетное значение.

Суммируя вышеизложенное, в целом можно отметить, что проектирование и создание эффективных СВВП в большой степени будет зависеть не только от технологических успехов в области самолето- и двигателестроения, но и тщательности выбора и степени «согласованности» основных параметров, проведенных на начальных стадиях проектирования самолета.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Карасев, Владимир Николаевич

5. Выводы и заключение

Управляемый вектор тяги становится важным органом управления самолетом. Сложность задачи динамической устойчивости требует комплексного подхода к изучению работы силовой установки в системе самолета. Проведенные исследования показали большую эффективность использования управляемого вектора тяги и интегрированных систем для стабилизации и управления угловым положением СКВВП. По результатам работы можно сделать следующие выводы :

1. Для проведения исследований по влиянию параметров силовой установки на динамические характеристики СКВВП разработана имитационная динамическая модель системы «ПЛ+СУ+САУ», которая позволяет оценивать схемные решения и программы управления силовой установкой по критериям устойчивости и управляемости самолета. Математическая модель может быть использована для исследования влияния динамических свойств авиационных газотурбинных двигателей на характеристики самолета на режимах полета с отклонением вектора тяги.

2. Исследование способа управления углом тангажа и крена на динамической модели СКВВП с единой силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету показало, что регулирование тяги с помощью поворота направляющих аппаратов выносного вентилятора и системы струйных рулей обеспечивает достаточную устойчивость и управляемость самолета даже при действии внешних возмущений.

4*1 е

3. С помощью разработанной математической модели исследованы динамические процессы согласованного изменения тяг основного и подъемных двигателей составной силовой установки СВВП, темпов отклонения сопел и углового положения самолета при вертикальном взлете, а также на переходных режимах к горизонтальному полету. Показано, что дифференциальное изменение тяг двигателей с помощью интегрированной системы управления позволяет обеспечить хорошее качество переходных процессов и уменьшить потери тяги на 20-30% за счет сокращения отбора воздуха от основного двигателя. Даны обоснованные рекомендации по темпам набора и сброса тяг подъемных и основного двигателей, а также допустимых величин запаздываний срабатывания бортовой системы управления в канале тангажа самолета на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету. Показано, что применение малоинерционных методов управления проточной частью ТРДД (программы БИТ) может существенно улучшить устойчивость и управляемость самолета на режимах полета с отклоненными соплами.

4. Моделирование ситуаций с отказами основного или подъемного двигателей позволили сделать заключение о необходимости включения в бортовую систему управления сигнала на парирование возмущающего момента путем изменения тяг работающих двигателей. Это значительно замедляет вращение самолета при возникновении отказов двигателей на режимах вертикального взлета/посадки и повышает надежность срабатывания катапультируемой системы спасения. т

5. Использование специальных динамических программ поворота сопла при коротком взлете СКВВП позволяет на 6 - 8% увеличить вес полезной нагрузки или сократить длину разбега в 2 раза.

6. Рассмотрены примеры применения УВТ для управления и стабилизации угла тангажа на различных участках полета. Показано, что использование быстродействующего отклонения сопла по тангажу фс > 30 град/сек при запаздывании срабатывания не более Атзап < 0.05.0.07 сек дает возможность реализовать новые виды маневров, которые трудно реализовать только аэродинамическими способами управления.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Карасев, Владимир Николаевич, 2000 год

1. Акимов В.М., Бакулев В.И., Поляков В.В, Сосунов В.А., Шляхтенко С.М. и др. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. М: Машиностроение, 1987.

2. Бабич В.К. Истребители меняют тактику. М.: Военное издательство, 1983.

3. Бабич В.К. Авиация в локальных войнах. М.: Военное издательство, 1988.

4. Бюшгенс Г.С., Васильев Л.Е., Гладков A.A., Гоман М.Г. и др. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Ред. БюшгенсаГ.С. М:. Наука-Физматлит, 1998.

5. Варгафтик Н.Б. Теплофизические свойства материалов. М.: Наука, 1956

6. Володин В.В., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки. Под. ред. Егера С.М. М.: Машиностроение, 1985.

7. Володин В.В. Автоматизация проектирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991.

8. Галашев Е.С., Лысенко Н.М., Микоян С.А. и др. Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов. Под ред. Лысенко Н.М. М.: Военное издательство, 1984.

9. Горохов В.Г. Методологический анализ системотехники. М.: Радио и связь, 1982

10. Гуд Г.Х., Макол Р.Э. Системотехника. Введение в проектирование больших систем. М.: Сов.радио, 1962.

11. П.Гуревич О.С., Гольберг Ф.Д., Селиванов О.Д. Интегрированное управление силовой установкой многорежимного самолета. М.: Машиностроение, 1994.

12. Двигатели 1944-2000 гг. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. Ред. Шустова И.Г. М:, "АКС-Конверсалт", 2000г.1. НЭ

13. И.Демидов B.C. Расчет аэродинамических характеристик самолета.

14. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1971. М.Добрянский Г.В., Мартынова Т.С. Динамика авиационных ГТД. М.: Машиностроение, 1989.

15. Дружинин В.В., Конторов Д.С. Проблемы системологии (проблемы теории больших систем). М.: Сов.радио, 1976.

16. Ивахненко А.Г. Индуктивный метод самоорганизации моделей сложных систем. Киев, Наукова думка, 1982.

17. Кампсти Н. Аэродинамика компрессоров. М.: Мир, 2000.

18. Касти Д. Большие системы. Связность, сложность и катастрофы. М.: Мир, 1982.

19. Каханер Д., Моулер К., Нэш С. Численные методы и программное обеспечение. М.: Мир, 1998.

20. Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. М.: Машиностроение, 1977.

21. Максимей И.В. Имитационное моделирование на ЭВМ. М.: Радио и связь, 1988.

22. Маслов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД. М.: Машиностроение, 1981.

23. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. М.: Машиностроение, 1990.

24. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. М.: ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1990.

25. Нечаев Ю.Н., Кобельков В.H., Полев Ф.С. Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных самолетов. М.: Машиностроение, 1988.

26. Новицкий В.В., Павленко В.Ф. Особенности воздействия реактивных потоков силовых установок на конструкцию самолета вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1985.29.0стославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1958.

27. Павленко В.Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М.: Воениздат, 1966.

28. Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1972.

29. Павленко В.Ф. Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете. М.: Машиностроение, 1987.

30. Ржавин Ю.А. Осевые и центробежные компрессоры двигателей летательных аппаратов. М.: МАИ, 1995.

31. Румянцев C.B. Исследование экономичности полета и скороподъемности самолетов с турбореактивными двигателями. М.: МАИ, диссертация на соиск. звания докт. техн. наук, 1955.

32. Румянцев C.B., Сгилевский В.А. Системное проектирование авиационного двигателя. М.: МАИ, 1991.

33. Рябинкин Н.И. Современные боевые самолеты. Минск, «Элайда», 1997.

34. Святогоров A.A., Попов К.Н., Хвостов Н.И. Устройства для отклонения реактивной струи турбореактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1968.

35. Семенов В.В. и др. Методы описания, анализа и синтеза нелинейных систем управления. М.: МАИ, 1993.

36. Сосунов В.А., Литвинов Ю.А. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1975.

37. Тараненко В.Т. Динамика самолета с вертикальным взлетом и посадкой. М.: Машиностроение, 1993.

38. Тунаков А.П. Методы оптимизации при доводке и проектировании газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1979.

39. Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1974.

40. Фрадков A.JI. Адаптивное управление в сложных системах. М.: Наука, 1990.

41. Хафер К., Закс Г. Техника вертикального взлета и посадки. М.: Мир. Перевод с немецкого, 1985.

42. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение, 1986.

43. Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. М.: Машиностроение, 1984.

44. Югов O.K., Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета и двигателя. М.: Машиностроение, 1980.

45. Югов O.K., Селиванов О.Д. Основы интеграции самолета и двигателя. М.: Машиностроение, 1989.

46. Югов О.К.,Селиванов О.Д., Дружинин JI.H. Оптимальное управление силовой установкой самолета. М.: Машиностроение, 1978.

47. Янкин В.И. Система программ для расчета характеристик ВРД на ЭЦВМ. М.: Машиностроение, 1976.1. Статьи

48. Ахмедзянов Д.А., Гумеров Х.С., Кривошеев И.А. и др. Математические модели авиационных двигателей произвольных схем (компьютерная среда DVIG). Учебн. пособие, Уфа, УГАТУ, 1998.

49. Боев Д. Як-141: и снова горе от ума? "Авиапанорама", дек., 1997.

50. Базаззаде М., Карасев В.Н. Сравнительный анализ различных способов соединения двухконтурных двигателей в силовых установкахтранспортных СВВП. M.: ЦАГИ, тезисы докл. на межд. конференции «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники», 2000.

51. Ефимов И.А., Нелюбов А.И., Павленко В.Ф. С отклонением вектора тяги. М.: Воениздат, «Авиация и Космонавтика», №7,1981.

52. Ильичев Я.Т. Термогазодинамический расчет воздушно-реактивных двигателей. Труды ЦИАМ №677, 1975.

53. Карасев В.Н. Моделирование динамики маневрирования самолета с использованием вектора тяги и исследования законов интегрального управления самолетом и двигателем. М.:ЦАГИ, тезисы докл. межд. конференции «Авиация 2000» , 1995.

54. Новичков Н.В. Боевая авиация в англо-аргентинском конфликте. М.:Воениздат, «Авиация и Космонавтика», 1983, №№ 2,3.

55. Павленко В.Ф., Ефимов И.А., Егоров И.Н., Иванов A.M. Программный комплекс математического моделирования авиационных ГТД различных конструктивных схем. Труды XXIII Чтений К.Э. Циолковского. М.: ИИЕТ АН СССР, 1989.

56. K.Yugov, O.D.Selivanov, V. N.Karasev, P.L.Pokoteelo. Methods of integrated aircraft propulsion control program definition AIAA/SAE/ASME/ASME 24st Joint Propulsion Conference, Boston, Massachusetts, 1988.

57. Brown D. Rolls-Roys studying new version of Pegasus engine.1^3

58. Gilson C. Jumping jet power for the next century. Interavia N10, 1987.

59. Green K.A. Estimation of hot gas reingestion for a VTOL aircraft at the conceptual design stage. Symposium SAE, Warminster, 1984.

60. Hammond D.L., Fredette R.E., Tamplin G.C., Ashby R.L. A USAF Assessment of STOVL Fighter Options. International Powered Lift Conference. Royal Aeronautical Society, London, 1990.6 6. Jackson P. Jane's all the worlds aircraft. 1993-1994. DP A, 1994.

61. Leo C., Roger W. Supersonic STOVL aircraft with turbine bupass/ turbo-compressor engines. AIAA Paper/ N1403, 1984.

62. Lewis W.J., Palfreyman D. Supersonic V/STOL ready for technology push. Aerospace America. October, 1984.

63. Lewis W.S. V/STOL Engine Development. AIAA Paper N1337,1984.

64. Lind G.W., Tamplin G. V/STOL Technology Reguirements for Future Fighter Aireraft. AIAA Paper N81-1360, 1981.

65. Niksch R.A. ASTOVL Flexibility in the 21 st century. International Powered Lift Conference. Royal Aeronautical Society, London, 1990.

66. Pearson D.M. Powerplants and lift systems for ASTOVL aircraft the challenges to an engine maker. AGARD PEP Symposium, Seattle, 1995.

67. Riccius H.V. Desing development and optimization criteria considerations for a tandem fan medium speed V/STOL propulsion concept. AIAA Paper N2395, 1984.

68. Sheridan A.E. Study of Turbine Bupass Remote Augmentor Lift System for V/STOL Aircraft. NACA CR-174682, 1984.

69. Street A.B. VSTOL engine desing evolution. Growth of the Pegasus engine for Harrier. International Powered Lift Conference. Royal Aeronautical Society, London, 1990.

70. William S.W. The Effects of Turbine inlet temperature and Engine complexity on VCE/RALS powered supersonic V/STOL Aircraft 80-1853, 1980.