Оптимизация конструкций самолетов нетрадиционного облика по прочностным критериям тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.03, доктор технических наук Семенов, Владимир Николаевич

• Семенов, Владимир Николаевич
• доктор технических наук
• 2006

Оглавление диссертации доктор технических наук Семенов, Владимир Николаевич

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА

МЕТОДЫ И АЛГОРИТМЫ ИНЖЕНЕРНОЙ ОПТИМИЗАЦИИ И СИНТЕЗА КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

ПО КРИТЕРИЯМ ПРОЧНОСТИ И МИНИМУМА ВЕСА

1.1 Обеспечение прочности и снижение веса в общей задаче проектирования силовой конструкции.

1.1.1. Вес конструкции в уравнении весового баланса самолета.

1.1.2. Классификация задач обеспечения прочности при минимальном весе конструкции.

1.2 Методологические основы оптимизации конструкции по критериям прочности и минимума веса.

1.2.1. Основные понятия оптимизации конструкции.

1.2.2. Классические условия экстремума.

1.2.3. Постановка задачи инженерного синтеза и оптимизации конструкции. ^

1.2.4. Оптимизация дискретной модели конструкции.

1.2.5. Оптимизация распределения материала в конструкции.

1.2.6. Прочностные критерии.

1.3 Синтез пространственной формы замкнутой системы силовых элементов с криволинейной осью.

1.3.1. Оптимизация сечений полок бруса, нагруженного продольной силой и изгибающим моментом.

1.3.2. Определение оптимальной формы оси замкнутой балки, нагруженной распределенной нагрузкой.

1.3.3. Алгоритм синтеза пространственной формы оси дуги крыла в замкнутой системе подконструкции.

1.3.4. Постановка задачи синтеза формы оси замкнутого крыла.

1.3.5. Функциональные операторы алгоритма синтеза формы оси ^ замкнутого контура. ^

1.3.6. Расчетная модель.

1.4 Программная реализация и апробация проектировочного расчета, оптимизации и синтеза конструктивно-силовой схемы летательного аппарата.

1.4.1. "Виртуальная" модель конструкции JIA.

1.4.2. Схема взаимодействия методов и виртуальной модели.

1.4.3. Принцип построения конечно-элементной компоненты виртуальной модели.

1.4.4. Сочетание методов и программ в процессе поиска конструкции минимального веса.

1.4.5. Используемые программы МКЭ.

1.4.6. Программа синтеза пространственной формы и структуры конструкции. Блок нелинейной оптимизации на основе алгоритма Ласдона - Уорена.

1.4.7. Апробация программ оптимизации и синтеза конструкции. ^

1.4.8. Влияние оптимизации конструкции на формы и частоты ее собственных колебаний.

1.4.9. Апробация функций синтеза на примере генерации внутренней структуры силового шпангоута маневренного самолета. ^

1.4.10. Определение рационального шага регулярных элементов конструкции

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Оптимизация конструкций самолетов нетрадиционного облика по прочностным критериям»

Тема исследования и ее актуальность

Для России, с ее огромной территорией и относительно слабо развитой сетью наземных дорог, воздушный транспорт имеет особое значение, связанное с экономикой, передвижением, системой безопасности, защитой окружающей среды. Для обеспечения постоянного развития и конкурентоспособности отечественной авиации на мировом рынке необходимо постоянно выявлять новые перспективные конструкции летательных аппаратов (ЛА). Такие исследования дают научный задел для развития новых направлений и нахождения технических решений, способных инициировать создание "прорывных" проектов с существенно более высокими летно-техническими характеристиками (JITX). Поэтому работы, связанные с методами, программами, моделями, практикой обеспечения прочности и проектирования, и направленные на определение рационального облика, структуры и значений параметров конструкций самолетов, являются актуальными и перспективными. Наряду с совершенствованием самолетов классического облика большое и перспективное поле для исследований представляют конструкции JIA нетрадиционных форм. Создание перспективной техники требует развития и разработки новых методов и программ, изобретательской деятельности, проверки идей на экспериментальных и математических моделях.

В число основных проблем, которые необходимо решить при создании летательных аппаратов, входят задачи обеспечения прочности, снижения относительного веса и деформаций конструкции. Их удачное решение повышает безопасность полета, экономическую эффективность авиаперевозок и другие характеристики военной и гражданской авиационной техники.

Для JIA нетрадиционного облика важно уметь быстро найти рациональную пространственную конструктивно-силовую схему и определить диапазоны оптимальных значений конструктивных параметров. Существующие методы и программы часто не позволяют сделать это оперативно и с достаточным учетом спектра смежных проблем. Поэтому актуальной является также задача развития методов и программ синтеза пространственного облика и конструкции JTA, особенно в таких новых и перспективных областях, как адаптации конструкций к режиму полета. Совершенствование конструкций возможно только при условии многокритериальной оптимизации JIA, включающей компромиссный учет, как правило, противоречивых требований прочности, аэродинамики и других дисциплин. Применение многодисциплинарной оптимизации невозможно без знания коэффициентов взаимного влияния различных параметров при их вариации. Поэтому, особенно для нетрадиционных конструкций, актуально определение влияния облика, формы и геометрических соотношений элементов конструкций JIA на их относительный вес, характеристики прочности, управляемости и аэродинамического совершенства.

Научная база и аппарат исследования

Для решения поставленной проблемы используются методы строительной механики, в том числе метод конечного элемента (МКЭ), методы оптимизации, арсенал средств современных компьютерных технологий, включающий электронные таблицы, средства графики и визуализации, а также лабораторные и демонстрационные модели. Исследования по улучшению относительных весовых характеристик аппарата, при обеспечении его прочности, проведены в непосредственном взаимодействии с изысканиями в смежных отраслях знаний (с соавторами), включая испытание моделей в аэродинамических трубах, использование специализированных программ для расчета аэродинамических и маневренных характеристик и др., что обеспечило комплексность оценки технических предложений.

Цели и задачи диссертации

Целью работы является определение рациональных параметров конструкций JIA, обеспечивающих получение существенно более высоких, по сравнению с самолетами традиционной монопланной схемы, характеристик, включая снижение относительного веса конструкции и ее деформации при обеспечении прочности конструкции и компромиссном удовлетворении критериев смежных дисциплин проектирования.

Решаются следующие взаимосвязанные задачи:

- разработка, обоснование и внедрение новых подходов, методов и программ, обеспечивающих определение рациональных форм и силовых структур новых конструкций JTA,

- определение рациональных значений проектных параметров для исследуемых конструкций,

- обоснование целесообразности использования замкнутого крыла с прямолинейной и криволинейной осью в конструкции JIA и определение рациональных соотношений его параметров с выдачей рекомендаций по их выбору и сферам рационального использования,

- создание (изобретение) новых конструктивно-силовых схем и форм ДА и выбор лучших из них по критерию весового совершенства с учетом требований смежных дисциплин в форме ограничений,

- формирование методов адаптации конструкции ДА к режиму полета и разработка соответствующих технических решений.

Состояние разработанности темы

Развитие теории оптимизации конструкции

Фундаментальной основой современной оптимизации является работа Лагранжа1 о проектировании колонны с наивыгоднейшим очертанием. Уже более 200 лет высказанные им идеи служат плодотворным основанием для оптимального проектирования. Максвеллом были заложены основы оптимального проектирования ферм минимального веса при одном случае нагру-жения и ограничении по напряжению. В двумерном пространстве при заданном расположении нагрузок и опор благодаря работе Митчелла3 стало возможным найти форму статически определимой конструкции минимального веса. В 1950-х годах фундаментальная обобщающая работа по проектированию тонкостенных авиационных конструкций минимального веса выполнена Ф.Р. Шенли4 [172]. Идея определения условий оптимальности в виде зависимостей между деформациями и напряжениями была сформулирована для континуальных систем В. Прагером [93-95], Р. Шилдом и Д. Тейлором. 3. Васютинский [210] и др. опубликовали результаты исследований, в которых оптимальность достигается на основе использования критерия постоян

1 Lagrangre J. Sur la figure des colonnes. -Miscellanea Tauriensia, 1770-1773

2 Maxwell C. Scientific Paper II. Cambr. Univer. Press. Pp.175-177. 1890

-J

Michell A.G.M. The limits of Economy of Material in Frame Structures, Rhil. Mag. 1904, Vol.8, No 47, pp.589-597.Nov.

Shanley F.R. Weight strength analysis of aircraft structures. - McGraw-Hill Book Co Inc. New-York, 1952 ства плотности энергии деформации во всем объеме, занимаемом конструкцией. Е. Мазур [194] развил энергетические критерии оптимальности для упругих конструкций и показал, что жесткость и прочность упругой конструкции являются стационарными (оптимальными) для заданного веса конструкции, если плотность энергии деформации в "расчетных волокнах" постоянна во всей конструкции.

В настоящее время сложилось два основных подхода к решению задач оптимизации. Это использование методов математического программирования и методов, основанных на критериях оптимальности. Методы математического программирования являются более универсальными, обеспечивают многокритериальный подход, допускают наборы ограничений различных типов. Они основаны на получении решений, удовлетворяющих условиям Ку-на-Такера, и обычно реализуются с помощью алгоритмов, в основе которых лежит вычисление градиентов целевой функции. Полученное решение имеет строгую математическую основу, и соответствует теоретическому оптимуму, но не всегда его "физическая сущность" может быть описана в инженерных терминах. В разработку методов решения этого класса задач большой вклад внесли: Б.Н. Пшеничный [98-99], К. Шитковский [201]. В работах А.П.Сорокина [151-152], Чедрика В.В.[166], Никифорова [81] методы линейного программирования применены к выбору оптимальных силовых схем летательных аппаратов.

Идея методов, основанных на использовании критериев оптимальности, состоит в том, что выявляется физическая сущность, приписываемая оптимальному решению, и далее строится рекуррентный алгоритм, по которому ведется пересчёт проектных параметров. Соответствующие правила пересчета обычно получаются из условия минимума функции Лагранжа и наряду с проектными параметрами включают неизвестные множители. Недостатком этих методов является то, что они неустойчиво работают при оптимизации с выбором формы конструкции (варьированием геометрических параметров). В многокритериальных задачах проектирования конструкции летательного аппарата необходимо учитывать одновременно ограничения по прочности, жесткости, устойчивости, статической аэроупругости, флаттеру и другие. В условиях переменных геометрических данных результаты, полученные для отдельных видов ограничений, как правило, приводят к различным оптимальным проектам и процесс проектирования очень сложно объединить в единую оптимизационную процедуру.

Существенный вклад в развитие теории и оптимизацию конструкций внесли Н.В.Баничук [7-11], А.И.Виноградов [24], А.Ю. Ишлинский [55], В.П. Малков [69], В.И. Морозов и В.В. Новицкий [79], В.А. Комаров [59-61], Г. Хертель [163], Ф.Л. Черноусько [169], В.М. Шейнин [171] и другие.

Однако, в большинстве исследований осевой контур стержневой конструкции задавался. Задача определения осевого контура криволинейного стержня как задача оптимального проектирования была поставлена и решена Ю.Б. Гольдштейном и М.А. Соломещем в работе [34], где рассматривалась конструкция типа стержня прямоугольного сечения наименьшего объема при постоянной нагрузке с ограничениями на нормальные напряжения. Ими была обоснована оптимальность безмоментной оси, которая также обеспечивает для конструкции и максимальную жесткость, а также было показано, что при отсутствии ограничений на смещение и размеры сечения конструкцию всегда можно сделать равнопрочной и, при том, не единственным образом.

В создании теории и программ оптимизации авиационных конструкций велика роль ученых ЦАГИ. В.Н. Беляев [16] обосновал возможность представления и расчета крыла с гладкой обшивкой в виде балки, работающей на изгиб и кручение. Он дал теоретическое обоснование и реализовал в проектах идею гибких крыльев с переменной стреловидностью и дал приемы их регулирования. В.Ф. Синицын [147] развил методику определения оптимальных параметров панелей крыла с учетом критериев общей и местной потери устойчивости, разработал метод расчета и минимизации веса крыльев современных самолетов. В.М. Фролов [17,18,159] разработал эффективный метод пластинной аналогии для расчета крыльев малого удлинения, сформулировал задачи и разработал методы оптимизации конструктивно-силовых схем на различных этапах проектирования.

Существенный вклад в теорию и практику оптимизации авиационных конструкций внесли сотрудники отдела "Оптимизация авиационных конструкций", созданного В.М. Фроловым. В их числе: В.И Бирюк [17-19], В.И. Голован [33], Е.К. Липин [41,44,65], В.В. Саурин [111-114], А.П. Сейранян [11], С.В. Селюгин [115], В.Н.Семенов [116-146], А.П. Сорокин [151-152], В.В. Чедрик [166-168].

Основное внимания большинства авторов, занимавшихся оптимизацией конструктивно-силовых схем, было сосредоточено на формировании внутренней структуры конструкции и определении значений ее параметров.

Задача определения пространственного облика замкнутых балочных систем с криволинейными осями и нагрузкой, зависящей от изменений формы оси, с оптимизацией по критериям обеспечения прочности и минимума веса, практически никем не решались.

Исследования, нацеленные на восполнение этого пробела, являются одной из основных тем данной диссертации.

Создание алгоритмов и программ анализа и оптимизации конструкции

Важным этапом в становлении и реализации современных методов расчета тонкостенных авиационных конструкций стало создание программ, основанных на методе конечных элементов (МКЭ). Значимым этапом в машинизации расчетов было создание первой промышленной программы "ССП МКЭ", основанной на методе перемещений, авторы - Ю.И.Иванов [51], А.С. Дзюба [43, 44], В.В. Мазур. Создан комплекс "Отсек", авторы -Г.Н. Замула [47-48], В.Ф. Воробьев, Ю.И. Дударьков, К.М. Иерусалимский, Е.Н. Синицын. Для решения задач местной прочности создан комплекс "Фитинг", автор - В.И. Гришин [40]. Многоцелевые программы "Система-4", "МАРС", "Риск" созданы коллективами под руководством В.Д. Чубаня. Набор программ комплексного проектировочного расчета конструкции JIA создан коллективом под общим руководством В.Д. Ильичева [52] и Н.Г. Бунькова [21]. В рамках этой разработки создано несколько версий взаимоувязанных комплексов, основанных на адаптированных версиях программы SAP [190, 200]. В этом направлении первые результаты, связанные с реально автоматизированной оптимизацией, были получены по комплексу "ПОИСК" (В.Н. Семенов) применительно к расчетам ВКС "Буран" и проектам ОКБ П.О. Сухого. В последние годы наибольшее развитие получил многокритериальный подход, развиваемый в комплексе "АРГОН", основные авторы -, В.В. Чедрик, Ф.З. Ишмуратов, А.К. Никифоров.

Промышленные расчетные комплексы для расчета тонкостенных авиационных и судовых конструкций были созданы также на ряде ведущих машиностроительных предприятий, в частности, коллективами под руководством В.Л. Глезера - "Диана", В.А.Комарова - "РИПАК" [59-60], А.А. Панкевича - "Планер" и "Димона", В.А. Постнова - "Каскад" [90] и др. В АК им. С.В. Ильюшина в качестве базовых приняты автоматизированные системы проектирования Unigraphics и CATIA. Они используются, в частности, при создании легкого военно-транспортного самолета Ил-112В по сквозной технологии CALS. АВПК "Сухой" в качестве базовой использует системы Unigraphics, Nastran и комплекс среднего уровня Solid Edge. Перечисленные программы де-факто стали CALS-стандартом соответствующих предприятий на период жизненного цикла создаваемых изделий.

Следует отметить, что формирование внешнего облика JIA на основе перечисленных комплексов обычно сводится к сопоставлению нескольких фиксированных исходных форм. Кроме того, большинство перечисленных комплексов недоступно по цене не только квалифицированному исследователю, но и многим предприятиям. С позиции использования на ранних этапах проектирования перечисленные программные комплексы обладают недостатком - они не позволяют оперативно варьировать геометрию модели в процессе исследования. Очевидно, что необходимы программные разработки, позволяющие варьировать пространственную форму JIA и давать сопоставления потенциального весового совершенства ее различных реализаций. Для поисковых исследований необходимы более гибкие, менее трудоза-тратные и доступные по цене и требуемым вычислительным ресурсам методы и программы. Решению этой проблемы также уделено внимание в этой работе.

Изобретения и исследования, связанные с использованием замкнутого крыла

Как правило, алгоритм, программный продукт, математическая модель формируются исполнителями для решения задач конкретного класса и их совокупность не может вывести исследователя за пределы избранного класса задач и решений. В связи с этим в выявлении новых технических решений и поиске "прорывных" решений велика роль изобретательской деятельности. Следует отметить, что значительная часть заявок на изобретения основывается на кажущихся и часто преувеличенных односторонних оценках выгод новых предложений. Поэтому уже на ранних этапах проектирования JIA необходима многокритериальная оценка соответствующих расчетных моделей, позволяющая более обоснованно судить о потенциальных характеристиках, преимуществах и недостатках новых конструктивных схем.

По теме исследования замкнутых систем крыльев JIA автор сотрудничал и обменивался информацией с B.C. Егером, В.В. Мальчевским [196],

А.С. Мерегой, Г.В Николаенко, С.В Новосельцевым, А.П. Рудометкиным, Ю.А. Рыжовым, В.В. Сауриным, В.М. Фроловым. Выяснилось, что по теме проектирования JTA с замкнутым крылом нет обобщающих публикаций и необходимого объема систематизированных данных, параметрических зависимостей и рекомендаций, обеспечивающих грамотный выбор исходных параметров с позиции прочности и веса.

Это побудило автора выполнить цикл работ, восполняющий указанный пробел. Соответствующие разделы представлены в диссертации.

Новые направления в применении конструкционных материалов

Одно из новых направлений поиска рациональных технических решений связано с перспективой использования так называемых "интеллектуальных" материалов, и в первую очередь, сплавов с "памятью" формы (СПФ). Последние обладают высокими прочностными, силовыми и деформационными характеристиками. Активно ведутся работы по исследованию и использованию указанных материалов в ИПРИМ РАН (А.А. Мовчан [76-77]), ЦАГИ (Г.Н. Замула, В.Н. Семенов, А.В. Смотров и др.), МАИ (А.А. Зотов, Г.А. Молодцов [78] и др.), СПбГУ (В.А. Лихачев, А.Е. Волков, А.И. Разов и др. [70]), СПбГПУ (И.Э. Вяххи И.Э.[27-28] и др.)

В последние годы в исследованиях по обеспечению требуемого поведения конструкций появились новые направления, связанные с адаптацией аэрокосмических аппаратов к режиму полета путем управления их деформациями. Вопросы технических приложений этого направления разрабатываются в работах Г.А. Амирьянца, И.М. Буланова, В.В. Васильева, А.В. Викуленкова, П.Д. Гончарука, Б.С. Сарбаева, В.Н. Семенова, Ф.Н. Шклярчука [174] и др.

Менее чем за десятилетие исследования и эксперименты по использованию новых материалов и интеллектуальных устройств в конструкции ЛА привели сначала к формированию концепции, а в настоящее время и к началу реализации преобразуемых конструкций. Однако примеров использования возможностей активных материалов в авиационных конструкциях пока мало, нет методик расчета соответствующих устройств и рекомендаций по их расположению. Этому перспективному направлению также уделено внимание в ходе поиска перспективных технических решений.

Содержание работы

Во введении обоснована актуальность темы исследования, степень ее разработанности, отмечены нерешенные проблемы, определены основные цели и методы исследования, приведено краткое содержание работы. Также сформулированы основные положения, выносимые на защиту, охарактеризована научная новизна и практическая значимость представленной работы, отмечен вклад автора в решение проблем.

Первая глава посвящена общей методологии и математическому аппарату, используемым при проектировании конструкций и выявлении перспективных направлений в развитии ДА с позиций прочности и минимального относительного веса конструкции. В основе современного инженерного расчета, оптимизации и синтеза конструкций лежат методы решения задач строительной механики, классические условия экстремума функций, аппарат вариационного исчисления, теория оптимизации и ее прикладные аспекты. Применительно к решению задач проектирования тонкостенных конструкций эти методы воплощены в метод конечных элементов, балочную теорию, метод пластинной аналогии и др., а для поиска оптимального решения используются различные формулировки критериев оптимальности, либо методов математического программирования.

Показано, что указанные методы могут применяться на различных уровнях решения задач проектирования, основное отличие между которыми состоит в выборе наборов фиксированных и варьируемых параметров. Приведены основные соотношения перечисленных методов, которые далее используются автором диссертации для построения прикладных алгоритмов решаемых задач. Поскольку в задачах синтеза внешнего облика и пространственной формы ЛА допускается пространственная вариация координат узловых точек конструкции, размерность задач стремится к резкому возрастанию и для решения ее в режиме реального времени приходится идти на существенные упрощения и допущения. Для достижения разумного сочетания времени расчета, трудоемкости решения и достигаемой точности результатов используется сочетание нескольких методик. Так, пространственный синтез формы замкнутого крыла ЛА ведется на балочной математической модели с вычислением взаимодействия крыльев в зоне стыка классическими методами сопротивления материалов по раскрытию статической неопределимости. Набегающие из-за принятых упрощений ошибки минимизируются периодическим подключением к расчету конечноэлементной модели.

Разработана и описана методика синтеза внешней формы и внутренней структуры конструкции с использованием критериев статической прочности и минимального относительного веса. Описаны функциональные операторы алгоритма синтеза формы оси центров сечений замкнутого контура крыла.

Кратко описана программная реализации алгоритмов оптимизации и синтеза конструкций. Разработана концепция виртуальной расчетной модели, позволяющей варьировать не только значения традиционных проектных параметров, но и параметры внешнего облика (через координаты узлов).

Вторая глава посвящена определению рациональных параметров конструкции летательных аппаратов с замкнутым контуром крыла.

Показано, что если параметры самолета подобраны правильно, то по совокупности характеристик прочности, веса, аэродинамики и механики полета аппараты среднего и большого взлетного веса с замкнутым крылом имеют преимущества перед классическими аппаратами монопланной схемы. Освещены общие отличительные характеристики рассматриваемого типа JIA в области прочности, аэродинамики и механики полета. Описаны результаты исследований конкретных замкнутых схем, и приведены рекомендации по выбору основных геометрических соотношений элементов конструкций, в частности, маневренного самолета; самолета с крылом обратной стреловидности (типа "С-37"), замкнутым шайбой на ПГО; административного самолета "Сталкер-232".

Третья глава посвящена описанию тенденций, связанных с развитием конструкций JIA с замкнутым контуром крыльев. Показано, что ряд свойств конструкции, таких как замкнутость контуров протяженных силовых элементов (в том числе интегральная схема JIA, крыло с подкосом), криволиней-ность формы осей элементов в замкнутом силовом контуре, позволяют обеспечить существенное улучшение характеристик JIA.

Использование комплекса методов и моделей в современном проектировании продемонстрировано на примере самолета с интегральным крылом, являющемся развитием проекта Ту-334.

Разработан метод синтеза рациональной пространственной формы замкнутого крыла. Для проекта самолета среднего взлетного веса определена рациональная пространственная криволинейная форма замкнутой системы крыльев. Показана перспективность применения таких решений по критерию снижения относительного веса и деформаций конструкции. Приведены данные о рациональных формах и оптимальном распределении материала в таких крыльях.

Выполнено сопоставление рекомендаций работы с результатами исследований других авторов и данными, полученными с использованием других программам. Эти данные взаимно дополняют друг друга, а их совпадение в ряде диапазонов исследования является подтверждением достоверности полученных результатов.

Четвертая глава описывает исследования в области адаптации конструкции JTA к условиям полета. Дано описание методов и приведены примеры проектирования и расчета параметров приводных устройств и элементов адаптируемых конструкций, в том числе проектирование силовозбудителя крутящего момента из сплава с памятью формы, определение зон эффективного воздействия актуаторов на конструкцию, способ управления деформациями конструкции летательного аппарата посредством вариации модуля упругости сплава с памятью формы. Обоснована особая значимость замкнутости силового контура для реализации преобразований конструкции JIA при адаптация аппарата к изменяющимся условиям полета, а также отмечен большой потенциал и перспективность использования материалов с особыми свойствами для создания "интеллектуальных" конструкций.

Научная новизна

1. Сформулирована новая научная идея о возможности существенного снижения веса и деформации силовой структуры замкнутого крыла самолета путем рационального искривления оси жесткости его участков [114,218,226].

2. Впервые обоснована и доказана численными экспериментами возможность получения высокого весового совершенства конструкции JTA с криволинейной пространственной осью замкнутого крыла в целом, по сравнению с JTA с замкнутым крылом, имеющем прямолинейные оси (вес силовых элементов крыла снижается на 15-20% , а максимальные прогибы крыла уменьшаются на 30-35%), а также в сопоставлении с JIA монопланной схемы для определенных сфер применения [133-136,226].

3. Впервые разработана методика синтеза пространственной формы оси замкнутой структуры крыла самолета по критерию минимального веса при обеспечении прочности. При этом крыло находится под воздействием распределенной нагрузки, зависящей от изменения формы, а требования смежных дисциплин (аэродинамика и управление полетом) учитываются в форме ограничений [135,226].

4. Разработан и реализован оригинальный подход к формированию многоуровневой "виртуальной" математической модели конструкции JIA, позволяющий вести оптимизацию ее конечно-элементной компоненты с возможностью вариации пространственного положения ее узлов, изменения свойств элементов, структуры и состава расчетной схемы [121,122,124,126]. В подходе использованы авторские идеи генерации и преобразования "формальных топологических структур" в пре-процессорных алгоритмах [121,122,124,], что позволило расширить диапазоны поиска оптимальных решений, предложить новые эффективные технические решения [3,22,27,49,74,75,77,106,112,114,128] и подтвердить достоверность изобретений, защищенных авторскими свидетельствами [140-145].

5. Усовершенствованы методика, алгоритмы и оптимизационный комплекс конечно-элементных и смежных программ [121,122,124,126], обеспечивающие синтез формы и силовой структуру модели JIA по критерию весового совершенства конструкции, с возможностью ее пространственной трансформации, что позволило снизить стоимость и сократить сроки исследований.

6. Развиты приемы использования эксцентриситетов продольных сил и знакопеременности изгибающих моментов по размаху крыла для минимизации доли изгибающих моментов в суммарном внутреннем нагружении замкнутых конструкций и уменьшения деформаций. Предложен эффективный способ управления деформированной формой конструкции путем использования 2-3-х кратного изменения модуля упругости сплавов с памятью формы (СПФ) при ориентированном и изотропном превращении [30].

Новые технические решения

Для проекта маневренного самолета с крылом обратной стреловидности предложено соединить крыло через шайбу с передним горизонтальным оперением и определены рациональные параметры технического решения, и определены рациональные параметры технического решения, позволяющие снизить силовой вес крыльевой системы на 16% и максимальные деформации конструкции на 23 % [82].

Впервые предложено трансформировать схему двухфюзеляжного самолета со скользящим крылом вплоть до смыкания фюзеляжей в крейсерском полете с образованием единого обтекаемого и силового тела [105,106,140-144] и определены рациональные значения параметров. В сопоставлении с одно-фюзеляжным прототипом данного класса, снижение силового веса крыла достигает 23 %, а по сравнению с двухфюзеляжным прототипом индуктивное сопротивление уменьшается почти в два раза, и обеспечивается большая симметричность нагружения.

Предложено применять в замкнутом контуре крыльевой системы JIA цельноповоротные несущие и управляющие поверхности с целью использования их для энергичного и для прецизионного маневрирования (авт. свид. [140,144]).

- Предложен вариант управления несущими свойствами крыла посредством поворота одного из корневых сечений замкнутого крыла самолета по углу атаки [131]. Это решение совместно с КБЭСС "Сталкер" введено в проект "232".

Приоритет ряда технических решений подтвержден авторскими свидетельствами на изобретения и патентами [140-145].

Практическая ценность и реализация работы разработанный метод оптимизации по критериям прочности пространственной формы оси замкнутой балочной структуры под действием распределенной нагрузки, зависящей от изменения формы, может быть использован для многих классов авиационных конструкций и объектов машиностроительных отраслей, предложенный подход, использующий модели нескольких уровней сложности, включая формирование "виртуальной" математической модели, позволяет вести оптимизацию конечно-элементной модели технического объекта с возможностью вариации положения ее узлов, то есть в более широком диапазоне возможных проектных параметров, - продемонстрирована высокая эффективность управления деформированной формой замкнутой конструкции путем использования 2-3-х кратного изменения модуля упругости сплавов с полиморфными структурами при изотропном фазовом переходе, что позволяет повысить относительные деформации многоразовых активных устройств с 4 до 610%,

- Предложены научно обоснованные технические решения, внедрение которых вносит значительный вклад в повышение технико-экономических показателей JIA.

- Методика и комплекс программ были использованы при проведении расчетов по обеспечению прочности и оптимизации конструкций на начальных этапах проектирования и создания самолетов ОКБ им. П.О. Сухого [71], НПО "Молния" и ЭМЗ им. В.М. Мясищева [71, 80], анализе проектов ЦАГИ. Материалы работы использовались при анализе прочности и весового совершенства экранопланов ЦКБ по СПК (г. Горький), а также при проектировании и совершенствовании конструкций JIA, разрабатываемых малыми предприятиями: Альбатрос-3 (ЦНТТ "Альбатрос", г. Троицк)5, Сталкер-232 (КБ ЭСС "Сталкер", г. Краматорск) и др.6,7.

- Даны рекомендации по выбору рациональных геометрических параметров для проектов J1A с замкнутым крылом, а также оценки ожидаемого уровня снижения веса и деформаций конструкции и характера напряженно-деформированного состояния конструкции [82, 83].

Связь исследований с научными программами

Основная часть исследований выполнена в рамках программ научно-исследовательских работ Центрального аэрогидродинамического института в 1981-2004 г., работ по заказам министерства науки и технологий, российского авиационно-космического агентства, а также плана совместных работ ЦАГИ с институтами РАН и при выполнении работ по договорам с предприятиями и КБ. В последние годы работы выполнялись в рамках целевых программ "Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 г. и на период до 2015 г." и "Исследования и разработки по приоритетным направлениям развития науки и техники на 2002-2006 г." и др. Результаты исследований включены в годовые выпуски "Научно-технического отчета ЦАГИ" за 1993 - 2003 годы. По результатам исследований выпущено более 80

5 "CNTT Albatros" Каталог MosAeroshow' 92, Glahe International KG, Koln. c.45,105.

6 "NPO Optimator-Stalker" Каталог MosAeroshow' 92, Glahe Internetional KG, Koln. c.77.

7 " AOZT NPO Optimator", Moscow Aerosalon' 93, Glahe Internetional KG, Koln. c.81 научно-технических отчетов ЦАГИ, сделаны доклады на ведущих предприятиях отрасли, в институтах РАН и ВУЗах авиационного направления.

Использование результатов исследования в учебном процессе

Результаты научных исследований и разработки используются в учебном процессе по курсу "Основы прочности", читаемого автором для студентов факультета Аэромеханики и летательной техники МФТИ и вошли в учебные пособия [138, 139]. Материалы работы переданы также преподавателям соответствующих дисциплин в МАИ, МГТУ им. Н.Э. Баумана, МФТИ, ВАТУ им. Н.Е. Жуковского, Санкт-Петербургского ГУ, СПбГПУ (политехнического).

Автор выносит на защиту:

- методы исследования перспективных JIA нетрадиционного облика, обеспечивающие проектирование конструкции минимального веса при обеспечении прочности,

- алгоритмы и программы оптимизации конструкций летательных аппаратов нетрадиционного облика по прочностным критериям,

- метод, алгоритм и программу синтеза рациональной пространственной криволинейной формы замкнутого крыла,

- результаты исследований и рекомендации по выбору рациональных форм, пропорций, топологических связей, значений параметров для проектов JIA с замкнутым контуром силовых элементов,

- положение о целесообразности использования замкнутого крыла для определенных классов и сфер применения самолетов,

- положение о высокой весовой эффективности использования замкнутого крыла с криволинейной формой оси,

- оценку перспектив по использованию замкнутого крыла при создании трансформируемых и адаптируемых к режиму полета конструкций JIA и соответствующие технические решения,

- новые технические решения, повышающие весовую отдачу конструкции летательного аппарата, в том числе схем JIA с замкнутым крылом по авторским свидетельствам и патентам [112,140].

Личный вклад автора

Диссертация является обобщением цикла работ, выполненных автором и его соавторами, сотрудниками и учениками при непосредственном участии и научном руководстве автора. Основной материал диссертации основан на личных исследованиях автора, проведенных в отделении статической и тепловой прочности (НИО-3) ЦАГИ, а также на кафедре прикладной механики факультета аэромеханики и летательной техники МФТИ.

Все основные научные положения, методы и алгоритмы расчетов, технические решения и изобретения предложены и обоснованы автором лично. Непосредственно автором, а также под его руководством и при его участии разработаны программные средства и получены результаты расчетов. Автором лично разработаны демонстрационные и лабораторные модели и установки. Примерно в 70% представленных статей и изобретений, содержащих основной материал работы, диссертант является единственным автором. В работах, написанных в соавторстве, доли вклада соавторов в выполнение совместных работ равны.

Достоверность положений, результатов и выводов работы обеспечивается:

- использованием научно обоснованных методов и корректностью математических моделей,

- учетом критериев смежных дисциплин в форме ограничений,

- сравнением результатов, полученных разными методами (расчетными и лабораторными испытаниями и хорошей их согласованностью,

- сравнением с работами других авторов и данными научно-технических публикаций, а также мнением экспертов. (На работу автора диссертации, опубликованную в NASA [36], ссылаются зарубежные исследователи8).

Апробация работы

Апробация полученных результатов осуществлялась на семинарах ЦАГИ, международных научно-технических конференциях и авиационно - космических салонах (МАКС - 1992-2001), съездах по теоретической и прикладной механике, на семинарах и совещаниях предприятий авиационной и судоо

Selberg В.P., Cronin D.L. Aerodinamic - structural optimization of pozitive/negative stagger joined wing configurations. AIAA Paper N 86-2626. (Ref. 5). строительной отраслей. В том числе: в Московском, Казанском и Харьковском авиационных институтах, МФТИ, МГТУ им. Н.Э. Баумана, Нижегородском, Пермском, Санкт-Петербургском (СПб) государственных университетах, в НПО "Молния"; ОКБ "Сухой"; ОКБ "Туполев"; ВАТУ им. Н.Е. Жуковского (ВВИА); ИМ при МГУ им. М.В.Ломоносова, ИПРИМ РАН, ИПМ РАН, на КМЗ АНТК им. О.К.Антонова, в ЦНИИ им. А.Н. Крылова (СПб); ЦКБ по СПК (Н. Новгород) и др., ЦНТТ "Альбатрос" (г. Троицк), КБЭСС "Сталкер" (г. Краматорск) и др.

На заключительном этапе подготовки работа обсуждалась с ведущими сотрудниками ряда кафедр МАИ: 101 - Проектирование самолетов; 104 - Технологического проектирования ЛА; 105 - Аэродинамики ЛА; 603 -Строительной механики и прочности им. акад. И.Ф. Образцова, и была выполнена ее доработка в части структурной ориентации на специальность 05.07.03. Предварительная защита работы прошла на Научно- техническом совете по прочности ЦАГИ, а также на кафедре 603 МАИ с приглашением сотрудников упомянутых выше кафедр, а также специалистов ЦАГИ и ИПМ РАН.

Публикации по теме диссертации

Основное содержание диссертации изложено в 52 печатных работах, 8 изобретениях и монографии, которые опубликованы в отечественных и зарубежных изданиях, в том числе 22 работы соответствуют списку изданий, которые рекомендованы ВАК для публикации материалов докторских диссертаций и приравненных к ним.

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, библиографии. Работа содержит 247 страниц, включающих текст и 174 рисунка. Библиографический список включает 226 публикаций.

Заключение диссертации по теме «Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов», Семенов, Владимир Николаевич

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Сформировано и обосновано перспективное направление в развитии конструкций летательных аппаратов, сочетающее применение замкнутых систем несущих и управляющих элементов летательного аппарата, синтез оптимальных криволинейных осей элементов замкнутого крыла, адаптацию формы ЛА к режиму полета.

2. Разработана методика поиска, оптимизации и синтеза перспективных конструкций летательных аппаратов нетрадиционного облика. Методика включает синтез пространственной формы криволинейных осей элементов крыла, оптимизацию структуры и распределения материала в конечно-элементной модели конструкции, нелинейную оптимизацию математической модели, и обеспечивает прочность и достижение минимального относительного веса конструкции с учетом требований смежных дисциплин проектирования.

3. Даны рекомендации по выбору топологии и пространственной формы замкнутого крыла с линейными осями его элементов, а также определены зависимости веса и деформаций ЛА от основных конструктивных параметров. Показано, что для замкнутой системы крыльев с точки зрения обеспечения минимального веса конструкции рационально использование угла схождения несущих плоскостей ЛА в вертикальной плоскости в диапазоне 24-30 градусов, наличие консольной части крыла с долей 25-27% полуразмаха. При этом вес продольного силового набора крыла может быть снижен на 15-30%о, а максимальные деформации уменьшены в 2 - 2,5 раза.

4. Впервые доказана возможность получения еще более высокого весового совершенства конструкции летательного аппарата при рациональном выборе пространственной криволинейной формы оси замкнутого крыла. Оптимальная криволинейная форма оси крыла дает возможность дополнительного снижения массы соответствующих групп элементов на 12-20% и снижения прогибов на 25-35%.

5. Усовершенствованы методика и программный комплекс "ПОИСК", позволяющий синтезировать по критерию минимума веса пространственный облик замкнутой несущей поверхности крыла. В комплексе реализована концепция "виртуальной модели ЛА", которая позволяет расширить диапазон исследований и ускорить процесс анализа и синтеза новых решений с использованием МКЭ. Вариациям, наряду с геометрическими характеристиками элементов модели, подвергаются координаты узлов модели, свойства и поведение материала, и учитывается изменение нагружения, связанное с изменением внешней формы.

6. Уточнены известные и разработаны новые принципы проектирования рациональной конструкции с замкнутым силовым контуром, в том числе принцип целенаправленного создания и использование эксцентриситетов для продольных сил и принцип создания и использования знакопеременное™ изгибающих моментов по размаху крыла.

7. Обоснована рациональность использования схемы замкнутого крыла для проектов с трансформируемой в полете конструкцией. Для схемы характерна потенциальная многовариантность путей передачи силовых потоков и высокий потенциал возможного снижения внешних и внутренних нагрузок, а также управления деформациями. Замкнутая схема допускает установку в силовом контуре цельноповоротных подконструкций, шарниров различной ориентации и элементов переменной жесткости

8. Показана возможность эффективного управления деформациями замкнутой конструкции путем 2-3-х кратного изменения модуля упругости соответствующим образом расположенных активных элементов, изготовленных из сплавов с памятью формы.

9. Проведено расчетно-экспериментальное исследование модели воздухозаборника высокоскоростного ЛА с саморегулируемым сечением сопла (замкнутый контур). Оценки показывают, что тяга двигателя на одном из протяженных режимов полета может возрасти на 40%. На математических и экспериментальных моделях продемонстрирована возможность управления формой профиля крыла, обшивка которого изготовлена из сплава с памятью формы.

Список литературы диссертационного исследования доктор технических наук Семенов, Владимир Николаевич, 2006 год

1. Амирьянц Г.А. О Российском приоритете развития перспективных концепций в аэ-ромеханике и их использовании при разработке самолетов следующего поколения. Труды международной конференции UNIMAX-2003, Жуковский, 2003.

2. Аргирос Д. Современные методы расчета сложных статически неопределимых систем. JL: Судпромгиз, 1961.

3. Арутюнов Ю.А., Белобаба А.Т., Семенов В.Н. Летательный аппарат. А.с. 1828010,

4. СССР, В64, заявл. 25.01.91, зарег. 13.10.92, ВНИИПИ, Зак. 2433.

5. Атрек Э., Галлагер Р.Г., Рэдзделл К.М., Зенкевич O.K. Новые направления оптимизации в строительном проектировании. М.: Стройиздат,. 1989. - 587 с.

6. Ашкрофт Н., Мермин Н. Физика твердого тела. М.: Мир, 1979. - 424 с.

7. АэроМастер. С-2 «Касатка» // Томск: Авиационная корпорация, 1998. - С. 145-149.

8. Баничук Н.В. Определение оптимальных форм упругих криволинейных стержней //

9. Изв. АН СССР. МТТ N 5.1973, С. 102-110.

10. Баничук Н.В. Оптимизация форм упругих тел. М.: Наука, 1980. - 256 с.

11. Баничук Н.В. Современные проблемы оптимизации конструкций // Изв. АН СССР.1. МТТ N2.1982.-С. 110-124.

12. Баничук Н.В. Введение в оптимизацию конструкций. М.: Наука, 1986. - 304 с.

13. Баничук Н.В., Бирюк В.И., Сейранян А.П., Фролов В.М., Яремчук Ю.Ф. Методыоптимизации авиационных конструкций. М.: Машиностроение, 1989. - 296 с.

14. Белоцерковский С.М. Решетчатые крылья. -М.:1985.

15. Белавин Н.И. Экранопланы. JI.: Судостроение, 1977. - 230 с.

16. Беликов С.А., Семенов В.Н., Фролов В.М., Исследование геометрических параметров крыла самолета «Вояджер» // М.: Сборник рефератов ВАМИ, Вып.9, Д08086,1989.

17. Белоус А.А., Нератова Л.М. Метод и алгоритмы оптимизации веса конструкций сучетом ограничений по прочности и устойчивости // М.: Труды ЦАГИ., Вып.2305,1986. - С.127-166.

18. Беляев В.Н. Гибкие крылья и их регулирование // Самара, Гос. архив, Отчет ЦА1. ГИ, НИО-3, N 3202,1953г.

19. Бирюк В.И., Липин Е.К., Фролов В.М. Методы проектирования рациональныхконструкций современных летательных аппаратов // Труды ЦАГИ, вып. 1776, 1976.-64 с.

20. Бирюк В.И., Липин Е.К., Фролов В.М. Методы проектирования конструкций самолетов. М.: Машиностроение, 1977. - 232 с.

21. Бирюк В.И., Белоус В.А., Сорокин А.П. и др. Конструктивно-силовые схемы перспективных летательных аппаратов. М., Изд. ЦАГИ., Обзор N 677,1987, 102 с.

22. Болховитинов В.Ф. Пути развития летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1962.130 с.

23. Буньков Н.Г., Ильичев В.Д. Комплексный расчет и автоматизация проектированиялетательного аппарата// Труды ЦАГИ., Вып.2305,1986. С.5-8.

24. Васильев В.В. Механика конструкций из композиционных материалов. М.:

25. Машиностроение, 1988. 269 с.

26. Виноградов А.И. Задача оптимального проектирования и ее особенности для стержневых систем // Строит, механика и расчет сооружений. N 4. 1974. С.55-60.

27. Вольмир А.С. Устойчивость деформируемых систем. М.: Наука, 1967.

28. Волкович Дж. Комбинации крыльев прямой и обратной стреловидности // Аэрокосмическая техника. N 11. 1986. С. 23-46.

29. Гайкович А.И. Основы теории проектирования сложных технических систем.

30. С.-Пб., Моринтех, 2001. 430 с.

31. Гибянский J1.B., Черкаев А.В. Оптимальное проектирование нелинейно-упругих иупругопластических скручиваемых стержней // Изв. АН СССР (МТТ), 1988г.- № 5, С.168-174.

32. Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолетостроении. М.: Машиностр. 1971.

33. Голубев И.О. Аналитические методы проектирования конструкций крыльев. М.:

34. Машиностроение, 1970.- 288 с.

35. Голован В.И., Бирюк В.И., Крючков Е.И., Шаныгин А.Н. Опыт применения многодисциплинарного подхода к проектированию крыльев пассажирских самолетов // М„ Труды ЦАГИ, Вып. 2651, С. 28-35.

36. Гольдштейн Ю.Б., Соломещ М.А. Вариационные задачи статики оптимальныхстержневых систем. Д.: ЛГУ, 1980. - 208 с.

37. Гончарук П.Д., Гурылев В.Г. Исследование течения в горле воздухозаборника набольших сверхзвуковых скоростях потока при числах М больших расчетного // -М.: Ученые записки ЦАГИ, 1974. т. 5, # 1.

38. Горощенко Б.Т., Дьяченко А.А., Фадеев Н.Н. Эскизное проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1970.

39. Григолюк Э.И. Метод Бубнова. Истоки. Формулировка. Развитие. М.: НИИмеханики МГУ, 1996.- 58 с.

40. Григолюк Э.И., Куликов Г.М. Обобщенная модель мехаиики тонкостенных конструкций из композитных материалов // Механика композитных материалов. 1988. N4.-С. 698-704,763.

41. Гринев В.Б., Филиппов А.П. Об оптимальных очертаниях стержней в задачах устойчивости // Строительная механика и расчет сооружений, N2,1975. - С. 21-27.

42. Гришин В.И., Бегеев Т.К. Решение упруго-пластических задач о контактном взаимодействии методом конечных элементов // М.: Ученые записки ЦАГИ, 21 (3), 1990.

43. Грошев Г.П., Липин Е.К. Оптимизация панелей по условиям прочности и устойчивости // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2229,1984. - С. 102-113.

44. Гурьев Н.И., Поздышев В.Л., Старокадомская З.М. Матричные методы расчетана прочность крыльев малого удлинения. М.: Машиностроение, 1972. -260 с.

45. Дзюба А.С., Липин Е.К. Оптимальное проектирование силовых конструкций минимального объема при ограничениях по прочности и устойчивости // М.: Ученые записки ЦАГИ, 1980,11 (1), С. 58-71.

46. Дзюба А.С., Григорьев В.Д., Камышов Ю.А. Анализ и синтез расчетных моделейпланера летательного аппарата // М.: Труды ЦАГИ, N 2476,1991. - С. 123-132.

47. Евсеев Д.Д., Ишмуратов Ф.Д., Чедрик В.В. Комплекс программ аэропрочностногопроектирования самолета "Аргон" // М.: Ученые записки ЦАГИ, Том 22, N 5, 1991.

48. Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О.С. Основы автоматизированного проектирования самолетов. М.: Машиностроение, 1986. - 232 с.

49. Замула Г.Н., Иванов А.И., Иерусалимский К.М., Жебракова Г.В. Методы решения нелинейных задач прочности на основе МКЭ (1968-1980 гг.) Обзор ОНТИ ЦАГИ, 1983г., №623.- 182 с.

50. Замула Г.Н., Иерусалимский К.М. Анализ расчетных методов оценки прочностиавиационных конструкций // Труды ЦАГИ, вып. 2631,1998. С. 81-92.

51. Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. М.: Мир, 1975. - 544 с.

52. Иванов Ю.И. Расчет подкрепленных тонкостенных конструкций методом конечного элемента // М.: Ученые записки ЦАГИ, том III, N 1. 1972. - С. 51-60.

53. Ильичев В.Д. Метод многоуровневой декомпозиции комплексного расчета летательного аппарата // Труды ЦАГИ, вып. 2305,1986. С. 9-87.

54. Информационные технологии в наукоемком машиностроении. Киев. Техника. 2001.

55. Исследование самолетов со скользящим крылом в США. ОНТИ ЦАГИ, № 24,1977.

56. Ишлинский А.Ю. О равнопрочном сечении балки // М.: Ученые записки Моск. унта. Вып.39.1940.-С. 87-90.

57. Казаков В.Б. Боевые аэросцепки. М.: ДОСААФ, 1988.

58. Кан С.Н., Свердлов И.А. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение1966.-520 с.

59. Комаров А.А. Основы проектирования силовых конструкций. Куйбышев: Куйбгосиздат, 1965. 88 с.

60. Комаров В.А., Зарубин В.А. О парадоксах концепций полнонапряженности и согласованности в проектировании конструкций из волокнистых композитов // Прикладные проблемы прочности и пластичности, 1989.

61. Комаров В.А. Рациональное проектирование силовых авиационных конструкций.

62. Дисертация д-ра техн. наук. Куйбышевский авиац. инст. им. акад. Королева С.П. -Куйбышев.-1974.-328с.

63. Комаров В.А. Подобные преобразования в механике конструкций. // komarovssau.ru

64. Костин В.А., Торопов М.Ю., Снегуренко А.П. Обратные задачи прочности летательных аппаратов. Казань: Казанский государственный технический университет, 2002.-248 с.

65. Крючков Е.И. "Оптимизация конструкции крыла при ограничениях на величинунапряжений и деформаций с использованием критериев равнопрочности и минимума массы" // М.: Ученые записки ЦАГИ, т. XX, N5,1989.

66. Кузаков М. А. Бесхвостый самолет. Авт. свид. СССР N 58700,1937.

67. Липин Е.К., Чедрик В.В. Применение критериев оптимальности для решения задачи оптимизации конструкции при ограничениях на напряжения и перемещения // М.: Ученые записки ЦАГИ, т XX, #4,1989.

68. Лихачев В.А., Кузьмин С.Л., Каменцева В.Б. Эффект памяти формы. Л.: Изд.1. ЛТУ, 1987.

69. Макаров Ю.В. Летательные аппараты МАИ. М.: Изд. МАИ, 1994. - 256 с.

70. МАКС-92 // Каталог MosAeroshow' 92, Koln, Glahe Internetional KG, 1992.

71. Малков В.П., Угодчиков А.Г. Оптимизация упругих систем. М.: Наука, 1981.288 с.

72. Материалы с эффектом памяти формы. // Справочное издание под ред. В.А. Лихачева, в 4 т. С.-Пб.: Из-во НИИХ СПбГУ, 1997-98.

73. Мирошник Р.А., Семенов В.Н., Многоуровневый расчет и оптимизация силовойконструкции на основе МКЭ // М.: Техника воздушного флота, N 8-9, 1981. — 40-44 с.

74. Михайлов Ю.С., Степанов Ю.Г., Хозяинова Г.В. Применение адаптивной механизации для уменьшения сопротивления профилей и крыльев на околозвуковых скоростях // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2462,1990.

75. Михайлов Ю.С. Влияние малых углов отклонения закрылка на аэродинамическиехарактеристики крылового профиля в околозвуком диапазоне чисел Маха // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2345,1987.

76. Михайлов Ю.С., Семенов В.Н., Определение рациональных параметров адаптации конструкции и профиля крыла // М.: Труды ЦАГИ, Вып. 2658, 2002, -С.149-154.

77. Михайлова А.И., Семенов В.Н. Сопоставление конструктивных способов снижения массы и деформаций крыльев // М.: Труды ЦАГИ N 2476,. 1991. - С.68-72.

78. Мовчан А.А., Казарина С.А. Конструктивный двухпутевой эффект памяти формы,основанный на эффекте ориентированного превращения // Проблемы машиностроения и надежности машин М.: Машиностроение, N 1,1998.

79. Мовчан А.А., Ньюнт Со, Семенов В.Н. Проектирование силовозбудителя крутящего момента из сплава с памятью формы // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2664, 2004.

80. Молодцов Г.А., Биткин В.Е., Симонов В.Ф., Урмасов Ф.Ф. Формостабильные иинтеллектуальные конструкции из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 2000. - 352 с.

81. Морозов В.И., Новицкий В.В. Сопротивление материалов. М.: ВВИА им. Н.Е.1. Жуковского. 1994. 498 с.

82. Муратовская М.Н., Семенов В.Н. Влияние оптимизации конструкции по условиямпрочности на форму и частоты ее собственных колебаний // М.: Ученые записки ЦАГИ, т.Х, N 6,1979. - С. 144-146.

83. Никифоров А.К. Модификация метода Б.Н. Пшеничного для решения задачи математического программирования и применение модифицированного метода в оптимизации конструкций // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2639, 2000.

84. Новосельцев С.В., Семенов В.Н. Исследование аэродинамических и прочностныххарактеристик самолета с замкнутой бипланной системой крыльев // М.: ТВФ, N 7,1984.-С. 1-5.

85. Образцов И.Ф. Вариационные методы расчета тонкостенных авиационных конструкций.-М.: Машиностроение, 1966.

86. Образцов И.Ф. Развитие авиационной науки и техники в СССР. М.: Наука. 1980.415 с.

87. Образцов И.Ф., Савельев Л.М., Хазанов Х.С. Метод конечных элементов в задачах строительной механики летательных аппаратов. М.: Высшая школа, 1985. -392 с.

88. Образцов И.Ф., Булычев Л.А., Васильев В.В. и др. Строительная механика летательных аппаратов. М., Машиностронение, 1986. - 536 с.

89. Панин В.Ф. Конструкции с заполнителем. Справочник. М.: Машиностроение,1991.

90. Полак Э. Численные методы оптимизации. М.: Мир, 1974. - 376 с.

91. Постнов В.А. и др. Метод суперэлементов в расчетах инженерных сооружений. Л.:

92. Судостроение, 1979. 283 с.

93. Павлов И.М., Калачев И.Б., Гранаткин Ю.А., Мехед Г.И. Критерии оценки работоспособности материалов с эффектом «памяти» формы. М.: Изв. АН СССР. Металлы, М., 1979.

94. Панкевич А.А. Оптимизация конструкций перспективных летательных аппаратовна начальных этапах проектирования: // М.: ТВФ, том LXIX, № 1-2 (612-613), 1995.

95. Прагер В. Основы теории оптимального проектирования конструкций // Серия «Механика. Новое в зарубежной науке» (ред. Ишлинский А.Ю., Черный Г.Г.), вып. 11. М.: Мир, 1977.- 109 с.

96. Прагер В. Дискретизация конструкций Мичелла. Киев. Вып. 13,1973. - С.67-70.

97. Прагер В., Тэйлор И. Задачи оптимального проектирования конструкций // Прикл.механика. Труды америк. общества механиков. Т. 35, N3. // М.: 1968. - С. 242248.

98. Программы NASA, направленные на техническое совершенствование транспортныхсамолетов // М.: ТИ ОНТИ ЦАГИ № 21,1984.

99. Прядко А.И., Вяххи Н.Э., Носов .Н.Н., Рогов А.В., Пульнев С.А. Смольников

100. Б.А. Адаптивные схваты с приводами на элементах памяти формы // Материалы X научно-технической конференции " Экстремальная робототехника" С.-Пб., 1999.-С. 476-481.

101. Пшеничный Б. Н. Алгоритмы для общей задачи математического программирования // М.: Кибернетика, # 5,1970.

102. Пшеничный Б.Н. Метод линеаризации. М.: Наука, 1983.

103. Рабинович И.М. Стержневые системы минимального веса // Механика твердого тела. Труды II Всесоюзного съезда по теоретической и прикладной механике, вып. 3, М.: Наука, 1966. - С. 265-275.

104. Радциг Ю.А. Статически неопределимые фермы наименьшего объема. Куйбышев:

105. Труды КАИ, вып. 51,1960. 108 с.

106. Разани Р. Поведение равнонапряженной конструкции и ее отношение к конструкции минимального веса. М.: РТК, т. 3, № 12,1965. - С. 115-124.

107. Раздобарин А.М. О распределении аэродинамической нагрузки по размаху асимметричных крьиьев II М.: Ученые записки ЦАГИ, т.Х1, - N 4,1980.

108. Раздобарин А.М. Оценка эффективности органов управления самолетов снесимметричным крылом // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2264,1985.

109. Раздобарин А.М., Семенов В.Н. Поисковое исследование по самолетам кинематически изменяемой конструкции // М.: Техника воздушного флота, N 4-5, 1989. -С. 7-10.

110. Раздобарин А.М., Семенов В.Н. Исследование аэродинамических и прочностныххарактеристик самолетов с кинематически изменяемой конструкцией // М.: Труды ЦАГИ, вып.2639,2000. - С.51-56.

111. Разработка концепции и основных принципов конструирования интеллектуальныхматериалов. // М.: ВИАМ, 1994.

112. Реклейтис Г., Рейвиндран А., Рэгсдел К. Оптимизация в технике (в 2-х кн.) // М.:1. Мир, 1986, Кн.1,- 350 с.

113. Рожаваны Д. Оптимальное проектирование изгибаемых систем. М.: Стройиздат.1980.-316 с.

114. Саурин В.В. Определение оптимальных форм равнонапряженной балки минимального веса. // Вопросы прочности и оптимизации конструкций летательных аппаратов. М.: Труды ЦАГИ, вып. 2476,1990.

115. Саурин В.В. Распределение конструкционного материала в силовом шпангоуте летательного аппарата// М.: Учен. зап. ЦАГИ. T.XIX, N1.1988.

116. Саурин В.В., Семенов В.Н. Самолет. Патент N 2067948, Россия, В64, заявл.04.04.90, опубл.20.10.96, Бюл. N 29.

117. Саурин В.В. Рациональное проектирование замкнутых силовых конструкций летательных аппаратов. Диссертация канд. техн. наук. М.: ЦАГИ, 1992. 181 с. На правах рукописи.

118. Саурин В.В., Семенов В.Н. Оптимизация формы замкнутой балочной структурыпод распределенную нагрузку // М.: Ученые записки ЦАГИ, N 3, 1992. - С. 8593.

119. Селюгин С.В., Чехов В.В. Расчет рациональных параметров физически нелинейныхконструкций // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2632,1998. - С. 85-95.

120. Семенов В.Н. О рациональном распределении нервюр в кессонном крыле // М.:

121. Ученые записки ЦАГИ, том IV, N3,1973. С. 145-150

122. Семенов В.Н. Метод задания и автоматизация ввода в ЭВМ исходных данных наначальных этапах проектирования конструкции // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2063, 1980.-С. 111-116.

123. Семенов В.Н. Оптимизация сложных силовых конструкций на основе метода конечных элементов // М.: Техника воздушного флота, N7,1981. - С. 58-61.

124. Семенов В.Н. Алгоритм программы оптимизации силовых конструкций ПОИСК вкомплексном проектировочном расчете II М.: МРС «ТТЭ», Серия ЭР-40, ДО-5205 1982.

125. Семенов В.Н. Способ формирования расчетных схем силовых конструкций // М.:

126. Ученые записки ЦАГИ, т. XIII, № 1, 1982. С. 39-46.

127. Семенов В.Н. Автоматизация топологического описания расчетных схем силовыхконструкций // М.: Ученые записки ЦАГИ, т. XIV, N 1, 1983. - С. 121-126.

128. Семенов В.Н. Сравнение весовой отдачи конструктивно-силовых схем летательныхаппаратов со свободнонесущим крылом и с замкнутой системой крыльев // М.: Ученые записки ЦАГИ, т. XIV, № 5,1983. - С. 65-71.

129. Семенов В.Н. Программное формирование конечно-элементной расчетной схемыкессона крыла со структурой, зависящей от стреловидности // М.: МРС «ТТЭ», Серия А, вып. 08 ДО-5992,1984.

130. Семенов В.Н. О влиянии способа замыкания крыла обратной стреловидности с ПГОна их массу и жесткость // М.: Техника воздушного флота, N3,1985. С. 1-4.

131. Семенов В.Н. Программная реализация ввода и генерации данных для проектировочного расчета тонкостенных конструкций летательных аппаратов // М.: Труды ЦАГИ, вып.2305,1986. - С. 287-294.

132. Семенов В.Н. Методика поисковых исследований по выявлению рациональных силовых схем ЛА // Труды НТК (Нояб.1984) по статической прочности летательных аппаратов М.: Изд. отд. ЦАГИ, 1987. - С. 313-316.

133. Семенов В.Н. Исследования прочностных характеристик двухфюзеляжного самолета с замкнутой системой крыльев // М.: Ученые записки ЦАГИ, т. XX, № 1, 1989. -С. 120-125.

134. Семенов В.Н. Исследование прочности замкнутой системы крыльев // М.: Труды

135. ЦАГИ, вып.2495,1990.-С. 87-91.

136. Семенов В.Н. Использование свойств замкнутости и криволинейности оси силовойконструкции для снижения массы конструкции и повышения ее жесткости // М.: Труды ЦАГИ N 2629,1997. - С. 71-78.

137. Семенов В.Н. Оценка влияния предварительных и регулируемых монтажных напряжений на прочностные характеристики замкнутых систем крыльев // М.: Труды ЦАГИ, N 2633, 1998. - С. 52-58.

138. Семенов В.Н. Поиск рациональных конструкций перспективных самолетов // 5-й

139. Международный научно-технический симпозиум "Авиационные технологии XXI века", том 1, М.: Труды ЦАГИ. Вып. 2640. 1999. - С. 399-405.

140. Семенов В.Н. Задачи и идеи построения функциональных устройств для обеспечения адаптации летательных аппаратов к режиму полета // К 80-летию И.Ф. Образцова М.: Композиционные материалы, Изд. ИПРИМ РАН, 2000. - С. 82-91.

141. Семенов В.Н. Определение рациональных параметров и формы осей замкнутой системы крыльев // М.: Труды ЦАГИ, N 2651,2001. - С. 48-56.

142. Семенов В.Н. Синтез рациональной формы оси замкнутой нелинейной системыкрыльев. // 6-й Международный симпозиум "Авиационные технологии XXI века" Жуковский, МАКС-2001.

143. Семенов В.Н. Алгоритм синтеза пространственной формы оси замкнутой системыкрыльев // Восьмой всероссийский съезд по теоретической и прикладной механике. Аннотации докладов Пермь, УрО РАН, 2001. - С. 522-523.

144. Семенов В.Н. Адаптация тонкостенной конструкции самолета // Доклады на XXмеждународной конференции по теории оболочек и пластин. Н. Новгород: Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, Серия Механика, вып. 1(5),2003.-с. 164-169.

145. Семенов В.Н. Основы прочности. Учебное пособие. // Компьютерная сеть ФАЛТ

146. МФТИ, 2001. 200 с. На правах рукописи.

147. Семенов В.Н. Введение в механику конструкций. Учебное пособие. // Компьютерная сеть ФАЛТ МФТИ, 2002. 305 с. На правах рукописи.

148. Семенов В.Н. Летательный аппарат. Авторское свидетельство 224575, СССР, кл.

149. В64, заявл. 09.07.84, зарег. 02.09.1985/

150. Семенов В.Н. Самолет кинематически изменяемой конструкции. А.с. 1785168,

151. СССР, В64, заявл. 07.08.86, зарег. 01.09.1992, ДСП.

152. Семенов В.Н. Самолет кинематически изменяемой конструкции. А.с.1785180,

153. СССР, В64, заявл. 03.06.86, зарег. 01.09.1992, ВНИИПИ. Зак. 4552/ДСП.

154. Семенов В.Н. Самолет кинематически изменяемой конструкции. А.с. 1830841,

155. СССР, В64, заявл. 24.07.87, зарег. 13.10.1992, ДСП.

156. Семенов В.Н. Двухфюзеляжный самолет с замкнутой системой крыльев. А.с.1785182, СССР, В64, заявл. 25.10.87, зарег. 01.09.1992, ВНИИПИ, Зак. 4552/ДСП.

157. Семенов В.Н. Аэросцепка. Патент N 1723743, Россия, В64, заявл. 09.06.89, зарег.2806.1993.

158. Семенов В.Н. Адаптация замкнутого крыла самолета к режиму полета с использованием интеллектуальных устройств // М.: Механика композиционных материалов и конструкций, т. 10, № 3,2004. - с. 326-340.

159. Сииицын В.Ф. Оптимизация и весовой анализ некоторых самолетных конструкций- М.: Труды ЦАГИ, вып. 1262,1970.

160. Сиразутдинов Ю.К. О равнопрочном сечении балки Казань: Труды Казанскогоавиационного ин-та, вып. 168,1974. С. 11-18.

161. Скрипниченко С.Ю. Транспортные самолеты с крылом изменяемой геометрии.1. М.: Транспорт, 1969.

162. Соболев Д.А. Самолеты особых схем. М., Машиностроение, 1989. - 173 с.

163. Сорокин А.П. Выбор оптимальных силовых схем конструкций с помощью методовлинейного программирования // М.: Труды ЦАГИ, вып. 1557,1974. - 13 с.

164. Сорокин А.П. "Применение методов линейного программирования к задаче оптимизации конструкций на основе метода конечного элемента" // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2050,1980.

165. Сплавы с эффектом памяти формы. Перевод с японского под редакцией A.M. Глезера. М.: "Металлургия", 1990.

166. Старокадомская З.М., Симонов В.Г. Оптимизация авиационных конструкций нанесколько случаев нагружения с применением метода конечных элементов при учете общей потери устойчивости панелей при сжатии // М.: Труды ЦАГИ, 1976, вып. 1777,-С. 23-41.

167. Таутценбергер П., Штекель Д. Конструирование из сплавов памяти формы. "Der1. Konstruhter", 1984. N 2.

168. Тепеницын М.П., Бабенко Л.Д. Методика проектировочных расчетов силовых конструкций с использованием метода сил // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2476, 1991, - С. 82-88.

169. Тимошенко С.П., Гере Дж. Механика материалов М.: Мир, 1976. - 669 с.

170. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. М.: Машиностроение, 1983.647 с.

171. Фролов В.М., Украинцев Г.В. Методика оптимизации конструкции крыла, моделируемой упругой тонкостенной балкой в заданном классе решений М.: Труды ЦАГИ, вып. 2063,1980.- 14 с.

172. Фаткуллина Л.П. Сплавы с памятью формы на основе никелида титана // Технология легких сплавов М.: ВИЛС, N4,1990. С. - 9-12.

173. Феодосьев В.И. Сопротивление материалов. М.: Физматгиз, 1960.-536 с.

174. Филин А.П., Гуревич Я.И. Применение вариационного исчисления к отысканиюрациональной формы конструкции // Исследования по строительной механике -Л.: вып. 190, 1962.-С. 161-187.

175. Хертель Г. Тонкостенные конструкции. М.: Машиностроение, 1965.

176. Хог Э., Арора Я. Прикладное оптимальное проектирование. Механические системыи конструкции. М.: Мир, 1983. - 480 с.

177. Ципинас И.К. Применение теории оптимального управления в задачах синтезасжатых панелей. Литовск, механ. Сб. N 2,1970.

178. Чедрик В.В. Оптимизация конструкций с использованием теории двойственности внелинейном программировании // М.: Труды ЦАГИ, вып. 2632,1998.

179. Чедрик В.В., Ишмуратов Ф.З. Многодисциплинарное проектирование конструкциикомпозиционного крыла обратной стреловидности // К 80-летию И.Ф. Образцова -М.: Композиционные материалы. Изд. ИПРИМ РАН, 2000. С. 62-68.

180. Чедрик В.В., Матющенко В.А. Методы критериев оптимальности и последовательного квадратичного программирования в задачах оптимизации конструкции // -М.: Труды ЦАГИ, вып.2651, 2001, с. 94-104.

181. Черноусько Ф.Л., Баничук Н.В. Вариационные задачи механики и управления.1. М.: Наука. 1973.

182. Чжу Я., Прагер В. Последние достижения в оптимальном проектировании конструкций. // Период, сб. переводов иностр. статей М.: Механика, №6, 1969. - С. 129-142.

183. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов, т.2. М.: Машиностроение, 1977.-207 с.

184. Шенли Ф.Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.: Оборонгиз,1957.

185. Шимкович Д.Г. Расчет конструкций в MSC/NASTRAN for Windows. М.: ДМК,2001.

186. Шклярчук Ф.Н., Гришанина Т.В. Динамика упругих управляемых конструкций.1. М.: Изд. МАИ. 1999.

187. Шмаков В.П., Григорьев В.Г. Синтез динамических характеристик аналитическихи дискретных моделей подконструкций с использованием корректирующих рядов // М.: Вестник МГТУ, сер. Машиностроение, N 2,2000. - С. 5-19.

188. Юрьев К.Д. Весовое качество материалов и конструкций. М.: Машиностроение,1994.-96 с.

189. Ярошевский В.А., Кобзев В.И., Плохих В.П. и др. Многоразовая транспортнаякосмическая система морского базирования на основе экраноплана и орбитального самолета. // М.: Аэрокосмическая техника и технология, N2, 1998.

190. Чернявский А.Г., Лихачев В.А., Разов А.И., Фаткуллина Л.П. и др. Исследованиесплавов ТН и их применение в конструкциях космической техники // Всесоюзная конф. по мартенситным превращениям в твердом теле. Киев, 1991. С.250.

191. Alien, D.H., Haisler, W.E. Introduction to Aerospace Structural Analysis. John Wileyand Sons Inc., 1985. 363. pp.

192. Amiryants G.A. Adaptive Selectively-Deformable Structures; new Concept in Engineering. // Proceedings of ICAS-98 Congress.- Melbourn, 1998.

193. Arora J.S., Wu C.C. Design sensitivity analysis and optimization of nonlinear structures.

194. In: Computer aided optimal design: structural and mechanical systems. C.A. Mota Soares, ed. NATO ASI Series F, 27, Berlin, Springer-Verlag, 1987. C. 589-603.

195. Bathe K.-J. FE procedures in Engineering Analysis. Prentice-Hall, Englewood, Cliffs,1. New Jersey, 1982.

196. Cinquini C., Contro R. Optimal design of beams discretized by elastic-plastic finite element. //- Computers & Structures, 20 (1-3), 1985. C. 475-485.

197. Drucker D.C., Shield R.T. Design for minimum weight.// In: Proc. 9th Intern. Congr.

198. Appl. Mech. v. 5, Brussels, 1956. - C.212-222.

199. Fleury C. An efficient optimality criteria approach to the minimum weight design of elastic structures. // Computers & Structures, 11,1980. C. 163-173.

200. Fairhild M.P. Structural Weight Comparison of a Joined Wing and a Conventional Wing.1. AIAA-81-0366.

201. Heffley R.K., Stapleford R.L. Air worthiness criteria development for powered-lift aircraft. NASA CR-2791, Februaiy, 1977.

202. Industrial and Commercial Application of Smart Structures Technologies. // Smart Structure and Materials, Vol. 2721. San Diego, California. 1996.

203. Khot N.S. Algorithms Based on Optimality Criteria to Design Minimum Weight Structures. // Engineering Optimization, Vol. 5,1981. pp. 73-90,

204. Kiusallaas J. DESAP-2 a structural design program with stress and buckling constraints. //

205. NASA Report CR-2797-2799 1977.

206. Lasdon L.S., Waren A.D. Generalized Reduced Gradient Software for Linearly and

207. Nonlinearly Constrained Problems. // Design and Implementation of Optimization Software. (H.Greenberg, ed.), Sijthoff and Noordhoff, 1979.

208. Lee S.H. MSC/NASTRAN Nonlinear Analysis Handbook. // The Macneal-Schwendler1. Corp., 1992.

209. Levinsky E.C., Palko R.L. Semispan wind tunnel test of a computer-controlled flexibletechnology wing. // AIAA Paper 78-796.

210. Mazur E.F. Optimum Stiffness and Strength of Elastic Structures. // J. Eng. Mech. Div.

211. ASCE, Vol. 96, No. EMS, Okt. pp. 621-640.

212. Michell, A.G.M. The limit of economy of material in frame structures. // Phil. Mag., Ser.6,8(47), 1904.-pp. 589-597.

213. Malchevsky V.V. The design of very large commercial transport aircraft with nontraditional configuration. // M.: International science and technology center. ISTC-TR-501-98,2001,- 150 p.

214. Petrov A.V. Aerodynamics of Aircraft with Wing -Powered Lift Systems. 11- International

215. Powered Lift Conference December 1-3 ,1993, AIAA-4836. Santa Clara, CA, 1993.

216. Prager W. Optimal structural design for given stiffness in stationary creep. // ZAMP, 19,1968,- 252-256 p.

217. Priadko3.A, Pulnev S., ViahhiL, Vetrov V., Yudin V. Actuators and Drives Based on

218. Cu-Al-Ni Shape Memory Single Crystals.// Proceedings of the 6th Internetional Conference "ACTUATOR 98", Bremen, Germany, 1998. - p. 478-481.

219. Sano T. Solid SAP: Programma di calcolo numerico per lanalisi statica distruciture. //1. CNEN PT/PROT, 2,1974.

220. Schittkowski K. NLPQL: A Fortran Subroutine Solving Constrained Nonlinear Programming Problems. //Annals ol'Operations Research, Vol. 5,1986:

221. Selberg B.P., Cronin D.L. Aerodinamic structural optimization of pozitive/negativestagger joined wing configurations. // AIAA Paper N 86-2626. (References 5: Semenov V.N. "A comparison." 205.)

222. Severin G. Escape systems for helicopter crews. Air fleet. Russian air force, aircraft &spase review. 1999, N8.

223. Semenov V.N. A comparison of the weight ration of the airframe designs of aircraft with acantilever wing and with a clozed wing system. // NASA TM-77842. Apr. 1985.

224. Semenov V.N. Search for rational primary structures for advanced airplanes. // V International Symposium. New aviation technologies of the XXI century. M. 1999.

225. Spinivasan A.V., Michael McFarland. Smart Structures. Analysis and Design. //

226. Cambridge University Press. 2001.

227. Smart Structures and Integrated Systems // Smart Structure and Materials. SPIE.- San

228. Diego, California. 1996. Vol.-NN 2715,2717,2718, 2720, 2721,1996.

229. Stapleford R.L., Heffley R.K. Air worthiness criteria development for powered-lift aircraft. //NASA CR-2791, February, 1977.

230. Zolotko Je. M., Petrov A.V., Tuntsev V.A., Chernavskikh Yu.N. Problems of Ensuring Flight Safety for STOL Aircraft with Powered-Lift Systems. // Aircraft Flight Safety Conference, Zhukovsky, Russia. 1993.

231. Wasiutynski, Z., Brandt, A. The present state of knowledge in the field of optimum design of structures. // Appl. Mech. Rev., 16 (5), 1963. 341-350.

232. Wolkovitch J. The Joined Wing: An overview.// Journal of Aircraft, v. 23, No. 3,1986.pp. 161-178.

233. Viahhi I.E, Priadko A.I., Pulnev S.A., Yudin V.I. Robototechnic constructions based on

234. Cu-Al-Ni single crystal actuators. // Proceedings of the Second Internetional Conference "SMST'97" Asilomar, California, USA, 1997. p.263-268.

235. Wasiutynski, Z., Brandt A. The present state of knowledge in the field of optimum design of structures.//Appl. Mech. Rev., 16(5), 1963.-p. 341-350.

236. Семенов В.Н. Адаптация тонкостенной конструкции самолета. // XX международная конференция по теории оболочек и пластин. Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского. Н. Новгород. Изд. ННГУ. Серия Механика Вып.1(5), 2003, с.164-169.

237. Семенов В.Н. Управление деформациями конструкции летательного аппаратапосредством вариации модуля упругости сплава с памятью формы М., Труды ЦАГИ Вып. 2664,2004, с. 231-234

238. Семенов В.Н. О возможности использования изменения модуля упругости сплава спамятью формы для управления деформациями конструкции летательного аппарата. // Труды ИКМК-2004. М. Изд. МГТУ им. Баумана, 2004,с. 140-144.

239. Семенов В.Н. Адаптация замкнутого крыла самолета к режиму полета сиспользованием интеллектуальных устройств М. Механика композиционных материалов и конструкций, т.10, №3,2004, с. 326-340.

240. Семенов В.Н. Идея замкнутого крыла самолета и его эволюция. // Сборник.

241. Сюрпризы творчества. Под ред. проф. Абовского Н.П. Красноярск 2004С. 298320.

242. Семенов В.Н. Вяххи Н.Э. К использованию сплавов с памятью формы в качествеприводов и активных элементов адаптивных конструкций летательных аппаратов М., Труды ЦАГИ. Вып. 2669, 2005, С. 208-214

243. Семенов В.Н. Замула Г.Н. Новые технические решения для интеллектуальныхадаптивных авиационных конструкций. Тезисы докладов на 4-й международной конференции Авиация и космонавтика 2005 М., МАИ, 2005

244. Семенов В.Н. Выбор рациональных параметров конструкций летательныхаппаратов с замкнутым крылом. Тезисы докладов на 4-й международной конференции Авиация и космонавтика 2005.

245. Семенов B.H., Вяххи Н.Э., Гончарук П.Д. Иванькин М.А., Лаврухин Г.Н., Мовчан А.А., Чевагин А.Ф. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. М., Ученые записки ЦАГИ, 2006. В печати.

246. Семенов В.Н., Доценко A.M. Машина для испытаний образца из материала с памятью формы. Заявка на изобретение N 2005122011 от 13.07.05.

247. Скибин В.А. Научное обеспечение создания конкурентоспособных двигателей. // 2я Международная научно-техническая конференция "Авиадвигатели XXI века", Сборник тезисов. Том 1. 2005. М. ЦИАМ. С. 7-14.

248. Семенов В.Н. Конструкции самолетов замкнутой и изменяемой схем. Монография.

249. М., Изд. ЦАГИ, 2006, 229 с.