Прогнозирование и контроль массы авиационных конструкций с использованием критерия "силовой фактор" тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.02, кандидат технических наук Гуменюк, Александр Викторович

• Гуменюк, Александр Викторович
• кандидат технических наук
• 2004

Оглавление диссертации кандидат технических наук Гуменюк, Александр Викторович

Предисловие.

Список условных обозначений и сокращений.

1 Введение. Состояние проблемы, цели и задачи исследования.

1.1 Роль и место весового проектирования в процессе разработки J1A.

1.2 Новая проектная парадигма.

1.3 Обзор весовых формул планера.

1.3.1 Весовые формулы крыла.

1.3.2 Анализ весовых формул крыла.

1.3.3 Весовые формулы фюзеляжа.

1.3.4 Анализ весовых формул фюзеляжа.

1.3.5 Оценка точности весовых формул.

1.4 Построение весовых формул планера на основе дискретных математических моделей.

1.5 Оценка относительной массы конструкции.

1.6 Цели и задачи исследования.

2 Безразмерный критерий силового совершенства конструкций.

2.1 Физический смысл и методика вычисления коэффициента силового фактора.

2.2 Конструкции, нагруженные сосредоточенной силой.

2.3 Балочные конструкции с распределенной нагрузкой.

2.4 Конструкции типа несущих поверхностей с распределенной нагрузкой.

2.5 Аналитическая оценка коэффициента силового фактора прямоугольного крыла.

2.6 Использование коэффициента силового фактора для оценки влияния геометрических характеристик крыла на его массу.

2.7 Выводы по главе.

3 Силовой фактор подкрепленных панелей обшивки несущих поверхностей ЛА.

3.1 Особенности напряженно-деформированного состояния панелей обшивки крыла.

3.2 Методики расчета силового фактора подкрепленных панелей обшивки.

3.3 Вычисление силового фактора подкрепленной панели через потоки усилий.

3.4 Области применения различных методик вычисления силового фактора подкрепленных панелей.

3.5 Выводы по главе.

4 Решение прикладных задач.

4.1 Сравнительная оценка эффективности силовых схем крыльев малого удлинения.

4.2 Оценка весового совершенства конструкции крыла самолета Як-130.

4.2.1 Постановка задачи.

4.2.2 Математическая модель.

4.2.3 Анализ совершенства силовой схемы.

4.2.4 Анализ конструктивно-технологического совершенства.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Прогнозирование и контроль массы авиационных конструкций с использованием критерия "силовой фактор"»

Диссертация посвящена развитию и разработке методов, направленных на повышение точности весового проектирования авиационных конструкций. В работе речь идет о расчетах массы конструкций, но по сложившейся в авиастроении традиции в целесообразных случаях используются как синонимы термины "весовые расчеты", "весовые формулы" и т.п.

Работа базируется на использовании метода конечных элементов на ранних стадиях проектирования и построении весовых соотношений с использованием интегральных характеристик: "силового фактора", который выражает одновременно величину и протяженность действия внутренних усилий в конструкции, "коэффициента полной массы", который выражает отношение реальной и теоретически необходимой по условию прочности массы конструкции, и нового безразмерного критерия - "коэффициент силового фактора".

Первая глава посвящена обзору методов весового проектирования в авиастроении и обсуждению необходимости и путей повышения их точности.

Во второй главе проводятся подробные численные исследования нового безразмерного критерия, предложенного В.А. Комаровым в обобщающей работе "Весовой анализ авиационных конструкций: теоретические основы" [41]. Рассмотрены разнообразные конструкции, выявлен физический смысл нового критерия и показана эффективность его использования в весовых расчетах авиационных конструкций.

В третьей главе рассматриваются два альтернативных подхода к расчету силового фактора одного из основных элементов авиационных конструкций -подкрепленной панели обшивки. Решена задача теории упругости о подкрепленной панели в одноосном потоке усилий, не совпадающем по ориентации с подкрепляющими ребрами. Предложены две методики расчета силового фактора подкрепленных панелей и определены области их целесообразного использования.

В четвертой главе рассмотрены прикладные задачи. На примере крыльев малого удлинения показана эффективность нового безразмерного критерия в сравнительном анализе особенностей силовых схем. На примере конструкции фюзеляжа показана возможность использования силового фактора для оптимизации геометрических параметров самолета. Практическое применение результатов работы показано на примере оценки совершенства силовой схемы и конструкции крыла самолета Як-130 и на примере прогнозирования массы крыла большого гибридного транспортного летательного аппарата с объемом газонаполненной оболочки 60000 м3.

В Приложении приводятся исходные тексты разработанных программных модулей, реализующих алгоритмы расчета силового фактора авиационных конструкций, представленных в виде набора стержневых, мембранных и сдвиговых конечных элементов. Разработанные модули автоматизируют процесс моделирования подкрепленных панелей.

Работа выполнена с поддержкой по программе 2002 года "На соискание грантов по фундаментальным исследованиям в области технических наук", проект "Разработка прикладной теории весового проектирования аэрокосмических конструкций на основе высокоточного математического моделирования", шифр гранта Т02-06.8-3018.

Основное содержание работы опубликовано в статьях [19, 20, 21, 22, 23, 36, 42] и доложено на II Всероссийской конференции "Самолетостроение России: проблемы и перспективы" [20], на XXVI Международной молодежной научной конференции "Гагаринские чтения" [22]. Раздел 1.3 выполнен совместно со инженером-стажером из Франции Ивом Ампре. Раздел 4.3 выполнен совместно с инженером Д.В. Шульгиным, раздел 4.4.2 выполнен совместно с инженером Т.А.Фониной.

Список условных обозначений и сокращений

Ь0 - центральная хорда крыла, м;

Ск - коэффициент силового фактора; d<p - диаметр фюзеляжа, м;

G - силовой фактор, Нм; g - ускорение свободного падения, м/с ;

- размах крыла, м;

1ф - длина фюзеляжа, м; тк - масса конструкции J1A, кг; ткр - масса крыла, кг; та - взлетная масса J1A, кг; тФ - масса фюзеляжа, кг; тцн - масса целевой нагрузки, кг; па - значение аэродинамической перегрузки; пр - расчетное значение перегрузки; р0 - удельная нагрузка на крыло, Н/м ;

ЧкР - удельный вес крыла, Н/м ;

S - площадь крыла, м2;

Бф - площадь миделевого сечения фюзеляжа, м ; с - относительная толщина профиля крыла; тк - относительная масса конструкции ЛА; тоб - относительная масса оборудования; тсу - относительная масса силовой установки; тТ - относительная масса топлива;

X - угол стреловидности крыла,

8 - относительная толщина оребренной панели;

Л - сужение крыла;

Л - удлинение крыла;

Аф - удлинение фюзеляжа; л - коэффициент Пуассона; р - коэффициент полной массы; т - удельная прочность материала; ст] - допускаемая прочность материала, МПа.

ГТЛА - Гибридный транспортный летательный аппарат;

КЭМ - Конечно-элементная модель;

ЛА - Летательный аппарат;

МКЭ - Метод конечных элементов;

НДС - Напряженно-деформированное состояние;

ОКБ - Опытное конструкторское бюро;

ПГУ - Потоки главных усилий;

САПР - Система автоматизированного проектирования;

САХ - Средняя аэродинамическая хорда.

Заключение диссертации по теме «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов», Гуменюк, Александр Викторович

Основные результаты работы

1. Выполнен комплекс исследований по расширению применения критерия "силовой фактор" в задачах весового проектирования.

2. Выполнены исследования нового безразмерного критерия силового совершенства конструкций и показано, что он позволяет поставить в соответствие каждой силовой схеме в качестве критерия ее совершенства определенное число, не зависящее от ее абсолютных значений размеров и величины нагрузки, что позволяет объективно сравнивать различные технические решения и накапливать базу данных (знаний) по силовым схемам.

3. Определен физический смысл коэффициента силового фактора как отношение теоретической массы некоторой конструкции к теоретической массе простейшей конструкции из одного стержня, передающего сосредоточенную силу по своему направлению, при одинаковых характерных размерах и нагрузках.

4. Предложены две методики вычисления силового фактора подкрепленных панелей и разработаны рекомендации по их целесообразному использованию в задачах весового проектирования.

5. Разработаны программные модули расчета силового фактора и безразмерного коэффициента силового фактора, которые интегрируются с современными вычислительными системами, реализующими МКЭ.

6. Показана возможность учета влияния особенностей силовой схемы на массу конструкции на ранних стадиях проектирования с использованием безразмерного коэффициента силового фактора.

7. Решен ряд практических задач: выполнен анализ весового совершенства крыла самолета Як-13 0, показана возможность использования силового фактора для оптимизации удлинения гермокабины магистрального самолета, выполнена экспертиза весового проектирования гибридного транспортного летательного аппарата.

4.2.5 Заключение

Рассмотренный пример показывает, что интегральные характеристики -силовой фактор, а также безразмерные коэффициент силового фактора и коэффициент полной массы могут использоваться как эффективный инструмент для количественной оценки совершенства спроектированной конструкции и накопления соответствующих статистических данных.

4.3 Оптимизация удлинения гермокабины магистрального самолета

В этом разделе рассмотрим применение критерия силовой фактор для оптимизации геометрических параметров конструкции на примере гермокабины самолета.

Конструкции гермокабин пассажирских самолетов определяются двумя основными видами нагружения. Первый - изгиб в плоскости хоу от нагрузок в полетных или в посадочных случаях нагружения. При таком нагружении верхний и нижний своды фюзеляжа работают соответственно на растяжение и сжатие. Боковины фюзеляжа нагружаются потоками касательных сил. Второй характерный вид нагружения - действие внутреннего давления. В этом случае обшивка фюзеляжа, имеющего форму кругового цилиндра, нагружается потоками растягивающих усилий, из которых тангенциальная составляющая jVi в 2 раза больше меридиональной N2:

Р'ЯФ (4-5) где Р - избыточное давление в фюзеляже, - радиус фюзеляжа.

Соотношение величин наибольших внутренних усилий в конструкции фюзеляжа от действия перегрузок п?, которые вызывают появление изгибающего момента "Мтг", и от действия внутреннего давления "Ртб" (избыточного) сильно зависит от удлинения фюзеляжа Я. Вид этой зависимости показан на рисунке 4.12. при его различных удлинениях

Для целей весового анализа обычно используются упрощенные модели силовой работы конструкции - балочная теория для описания работы фюзеляжа на изгиб и теория безмоментных оболочек для описания работы фюзеляжа под давлением. Однако, в полете фюзеляж подвержен действию обоих видов нагружения. И в зависимости от положения элемента обшивки на поверхности фюзеляжа внутренние усилия, действующие на него от обоих видов нагружения, суммируются, образуя самые разнообразные сочетания в двухосном напряженном состоянии. В нижнем своде фюзеляжа сжатые панели обшивки растяжением от внутреннего давления разгружаются в меридиональном направлении, но сильно догружаются в тангенциальном направлении. В боковинах фюзеляжа сдвиг от перерезывающей силы суммируется с большими окружными усилиями и т.д.

Для оценки прочности панели обшивки в двухосном напряженном состоянии нужно использовать ту или иную теорию прочности. В самолетостроении для традиционных материалов используется, как уже отмечалось, четвертая теория прочности, согласно которой:

7же = V0"*2 +СГУ -^х^у + Зтху > (4-6) где сгх=стп; сг =сг22', г^ = сг12 - компоненты тензора напряжений в рассматриваемой точке элемента конструкции в случае двухосного напряженного состояния.

Нагружение панелей в зависимости от их расположения отличается большим разнообразием. Поэтому весовой анализ герметичных фюзеляжей даже с использованием простейших, но разных моделей строительной механики - балочной теории и теории безмоментных оболочек, сопряжен с определенными трудностями (так как суммирование напряжений в одних и тех же элементах выполняется по разным алгоритмам).

В то же время, использование метода конечных элементов и современных вычислительных комплексов РИПАК [40], MSC NASTRAN [75] и тому подобных позволяет решать эту задачу сравнительно быстро, с большей точностью и обоснованностью и с меньшими затратами труда.

Теоретический объем силовых элементов фюзеляжа может быть оценен через силовой фактор:

Ут=г~у (4.7) м

Поскольку фюзеляж составлен из двумерных элементов, то:

7 = 1ОД> (4.8) где Rj - 8t • ст-кв = ^Jxf + Уj2 - Х^ + 37-2 - эквивалентный поток усилий в панели обшивки; Xt, Yit Г, - соответственно осевые, окружные и сдвигающие потоки усилий в панели обшивки; i - номер элемента; St , Sj - площадь и толщина элемента соответственно.

В качестве примера рассмотрим самолет большой пассажировместимости (с числом пассажиров равным 600), для которого проблема весового совершенства конструкции особенно актуальна, так как при больших абсолютных размерах ощутимо проявляется действие закона "квадратов и кубов" [41, 73, 74].

Рисунок 4.13 - Крайние варианты компоновки фюзеляжа

Рассмотрим пять компоновочных схем размещения пассажиров в кабине в однопалубных вариантах, из которых три реалистичные - 12, 10 и 8 кресел в ряду, с удлинением фюзеляжа порядка 9, 12 и 16 единиц соответственно, и две крайние компоновки - 6 и 20 кресел в ряду (рисунок 4.13) с удлинением порядка 26 и 5 единиц, соответственно. Эти схемы выбраны из следующих соображений: если бы фюзеляж нагружался только изгибом или только внутренним давлением, то потребные массы фюзеляжа в зависимости от его удлинения имели бы вид, показанный на рисунке 4.14. С ростом удлинения увеличивается изгибающий момент и уменьшается строительная высота фюзеляжа, поэтому масса конструкции фюзеляжа ткф("Мизг") увеличивается. С уменьшением удлинения неизбежно увеличивается объем гермокабины, приходящийся на одного пассажира, поэтому масса гермокабины также должна расти. Доказательство этого положения приведено в [43]. Поэтому можно предположить, что при суммарном воздействии "М^" и "Рвн" потребная масса конструкции фюзеляжа тКф может иметь экстремум при определенном

Рисунок 4.14 - Зависимость массы конструкции фюзеляжа от его удлинения при работе на изгиб и избыточное давление

Исследование проводилось по следующей схеме:

Для каждого из выбранных удлинений фюзеляжа Л разрабатывались конечно-элементные модели цилиндрических оболочек, составленные из мембранных элементов, моделирующих обшивку. Для моделирования шпангоутов также использовались мембранные элементы с небольшой жесткостью (только для обеспечения геометрической неизменяемости модели). Схема закреплений оболочки для исключения перемещений твердого тела показана на рисунок 4.15.

Нагрузки при поступательной расчетной перегрузке пр вычислялись следующим образом: определялась взлетная масса самолета подобного типа и заданной пассажировместимости [27]; из этой взлетной массы вычиталась масса консолей крыла с топливом и двигателями; оставшаяся масса умножалась на произведение пр • g; полученная таким образом нагрузка считалась равномерно распределенной по длине фюзеляжа и прикладывалась в узлах конечно-элементной модели на боковине фюзеляжа. При этом реакции в закреплениях 1 и 2 (рисунок 4.15) моделировали взаимодействие фюзеляжа с крылом. Нагрузки от внутреннего давления прикладывались в виде узловых сил, действующих по нормали к поверхности обшивки; действие отсеченной носовой части и гермошпангоута моделировалось статически эквивалентной системой узловых сил, действующих в направлении образующих. В расчетах принималось пру = Ъ,15\ Рирзб = 129750 Па.

Расчетные КЭМ фюзеляжа представлены на рисунке 4.16.

Выполнялся однократный расчет напряжений и усилий в каждой конструкции. По формуле (4.8) вычислялся "силовой фактор" G для каждой из них. Результаты расчетов представлены в таблице 4.3 и на рисунке 4.17.

Перед проведением данного исследования для тестирования моделей и правильности задания нагрузок выполнялись отдельные расчеты на каждый из видов нагружения. Результаты расчетов по МКЭ сопоставлялись по значениям величин напряжений и силового фактора, вычисленным по упрощенным моделям: балочной и безмоментной оболочки.

6 кресел в ряду ti кресел в ряду

10 кресел и ряду

I2 кресел в ряду

20 кресел в ряду

Рисунок 4.16 - КЭМ фюзеляжа различных диаметров и удлинения Таблица 4.3 - Результаты расчета силового фактора С

Количество Удлинение Силовой фактор G, кресел в ряду фюзеляжа Лф х106 Нм

20 4,6 2,813

12 9,7 1,363

10 11,9 1,401

8 16,2 1,556

6 26,6 2,314

G, *10'6 Нм

Рисунок 4.17 - Зависимость величины силового фактора G от удлинения фюзеляжа Хф

Полученные результаты позволяют сделать следующие выводы:

Во-первых, как и следовало ожидать, в зависимости G(A^) имеется один экстремум, но область значений удлинения фюзеляжа с высокой и примерно одинаковой весовой эффективностью конструкции довольно широкая (9-16 единиц) и оптимум принадлежит фюзеляжам со значительным удлинением (около 10 единиц). Поэтому необходима тщательная проверка целесообразности перехода на самолеты с большими значениями диаметра фюзеляжа.

Во-вторых, при выходе параметра Хф за границы области рациональных значений начинается быстрое ухудшение весовых характеристик конструкции.

В-третьих, наличие современных комплексов конечно-элементного анализа и использование для весового анализа критерия - "силового фактора" G позволяет быстро, достоверно и с меньшими затратами труда решать сложные задачи качественного и количественного весового анализа.

4.4 Оценка весовой эффективности конструкции гибридного транспортного летательного аппарата

В Данном разделе приводятся результаты использования предлагаемых подходов для экспертизы проекта гибридного транспортного летательного аппарата (ГТЛА), существенно отличающегося от всех известных летательных аппаратов как формой, так и большими абсолютными размерами.

4.4.1 Краткое описание ГТЛА

Гибридный транспортный летательный аппарат, концепция которого предложена группой исследователей Военно-воздушной инженерной академии им. профессора Н.Е. Жуковского [31], показан на рисунке 4.18, вариант с объемом газонаполненной оболочки W = 60000 м \

Рисунок 4.18 - Гибридный транспортный летательный аппарат (вариант с объемом оболочки И/== 60000 м )

Основные технические идеи ГТЛА состоят в следующем: аппарат предназначен для перевозки больших грузов свыше 100 тонн (в проекте до 140 тонн); аэростатическая подъемная сила составляет порядка 25% от взлетного веса; предполагаются вертикальный взлет и посадка аппарата за счет специальных подъемных двигателей и поворота маршевой силовой установки; горизонтальный полет происходит с образованием недостающей подъемной силы на крыле. В проекте заявлен коэффициент весовой отдачи порядка 0,7, что обещает значительно более высокую транспортную эффективность ГТЛА по сравнению с традиционными самолетами.

В связи с тем, что практически все технические решения и все агрегаты данного ГТЛА обладают существенной новизной и еще раз подчеркнем -беспрецедентно большими абсолютными размерами, выбор основных параметров этого аппарата на начальных стадиях проектирования сопряжен с большими трудностями и нуждается в тщательном контроле и использовании других методик и подходов.

Самарскому государственному аэрокосмическому университету была поручена предварительная техническая экспертиза данного проекта.

В таблице 4.4 дана укрупненная весовая сводка двух вариантов ГТЛА.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Гуменюк, Александр Викторович, 2004 год

1. Авиация: Энциклопедия / Гл. ред. Г.П.Свищев. М.: Большая Российская энциклопедия, 1994, 736 с.

2. Алексеева Т.И., Брусенцев Н.А. Дирижабли на стройке. ЦНТИ по гражданскому строительству и архитектуре. М., 1968, 354 с.

3. Арие М.Я. Дирижабли. Киев: Наукова думка, 1986, 262 с.

4. Архипов А. Где вы, самолеты пятого поколения? // Крылья Родины. № 11. 2003. С. 3-10.

5. Бадягин А.А., Егер С.М., и др. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1972. 516 с.

6. Баничук Н.В., Бирюк В.И., Сейранян А.П. и др. Методы оптимизации авиационных конструкций. М.: Машиностроение, 1989, 296 е., ил.

7. Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991,320 с.

8. Бойко Ю.С. Воздухоплавание. М.: МГУП, 2001.462 с.

9. Болховитинов В.Ф. Пути развития летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1962. 130 с.

10. Брук А.А., Удалов К.Г., Смирнов С.Г. Иллюстрированная энциклопедия самолетов ЭМЗ им. В.М. Мясищева. М.: Авико Пресс, 1999. 336 с.

11. Вахминцев A.M. Основы производства дирижаблей. М.: Оборонгиз, 1940. 296 с.

12. Вахминцев A.M. Постройка воздушных судов. Часть I. Конструктивное устройство, изготовление частей и общая сборка. М.: ОНТИ НКТП СССР, 1935. 248 с.

13. Вейгелин К.Е. Очерки по истории летного дела. М.: Гос. издательство оборонной промышленности, 1940. 458 с.

14. Вейссхаар Т.А., Комаров В.А. Человеческий фактор в проектировании авиационных конструкций//Полет. № 1. 1998. С. 17-23.

15. Войт Е.С., Ендогур А.И., Мелик-Саркисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолетов. М.: Машиностроение, 1997. 416 с.

16. Голубев И.С., Самарин А.В., Новосельцев В.И. Конструкция и проектирование летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1995. 448 с.

17. Гордон Дж. Почему мы не проваливаемся сквозь пол. М.: Мир, 1971. 272 с.

18. Григорьев А.Б. Меж двух стихий. Очерки о конструкторах. М.: Машиностроение, 1992. 254 с.

19. Гуменюк А.В., Ампрен И. Анализ применимости весовых формул для расчета массы конструкции крыла сверхтяжелых самолетов. // Сб. тр. студентов и аспирантов факультета летательных аппаратов. Самара: НПО СГАУ, Самара. Выпуск 3. 2000. С. 3-6.

20. Гуменюк А.В., Шульгин Д.В. Оптимизация удлинения фюзеляжа по условиям прочности // Сб. тр. студентов и аспирантов факультета летательных аппаратов. Самара: ИПО СГАУ, Самара. Выпуск 5. 2002. С. 28-33.

21. Гуменюк А.В., Ампрен И. Прогнозирование массы конструкции крыльев с использованием моделей МКЭ. // "XXVI Гагаринские чтения". Тезисы докладов Международной молодежной научнойконференции. М: ЛАТМЭС, 2000, том 1. С. 208 209.

22. Гуменюк А.В. Стратегии расчета силового фактора подкрепленных панелей обшивки // Сб. тр. студентов и аспирантов факультета летательных аппаратов. Самара: ИПО СГАУ, Самара. Выпуск 5. 2002. С. 23-27.

23. Джоунс Д. Изобретения Дедала: Пер. с англ. / Под ред. и с предисл.

24. B.В. Патрикеева. М.: Мир, 1985. 232 с.

25. Драговоз И.Г. Странные летающие объекты. Минск.: Харвест, 2002. 384 с.

26. Дузь П.Д. История воздухоплавания и авиации в России (период до 1914 г.). М.: Наука, 1995. 495 с.

27. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983. 616 с.

28. Жариков А.В., Чижова Н.Т. Динамика и аэродинамика дирижаблей. // Обзоры по материалам открытой иностранной печати. М.: ЦАГИ, ОНТИ № 704. 1990. С. 26-38.

29. Засолов Р.А. Аэродинамические характеристики моделей однокор-пусных дирижаблей. // Труды ЦАГИ. М.: ЦАГИ, 1985. Выпуск 2268.1. C. 31-46.

30. Иванова Е.А., Комаров В. А. Рациональная конструкция неподвижной части крыла с изменяемой стреловидностью. Проектирование оптимальных конструкций. // Сборник трудов КуАИ. КуАИ. Куйбышев, 1971. Выпуск 54. С.24-35.

31. Исследование возможностей создания нового вида транспортных летательных аппаратов безаэродромного базирования и большой грузоподъемности: Отчет о НИР / Тема № 301502. М.: ВАТУ, 2001. 250 с.

32. Кефели А.И. О теоретических весах сооружений. Тр. ЛИИЖТ., 1927. Вып. 96. С. 247-266.

33. Козлов Д.М., Майнсков В.Н., Резниченко Г.А. Весовое проектирование летательных аппаратов на основе дискретных математических моделей. // Сборник докладов научной конференции по гидроавиации Теленджик-96". М.: 1996. С. 144-149.

34. Козлов Д.М., Комаров В.А., Майнсков В.Н., Попов О.Н., Резниченко Г.А. Моделирование конструкции планера самолета для весовых расчетов на ранних стадиях проектирования. // Техника воздушного флота. №4-5. 1999. С. 31-37.

35. Козлов Д.М., Майнсков В.Н. Патент РФ № 2154003 "Конструкция стыка крыла с фюзеляжем".

36. Комаров В.А., Гуменюк А.В. Оценка весовой эффективности силовых схем несущих поверхностей. / Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. № 1. 2002. С. 45 54.

37. Комаров В.А., Черепашков А.А. Компьютерные тренажеры для конструкторов. // Полет. № 8. 1999. С. 31 36.

38. Комаров А.А. Основы проектирования силовых конструкций. Куйбышев: Куйбышев, книжн. изд-во, 1965. 88 с.

39. Комаров А.А. Силовое конструирование. // Труды Куйбышев, авиац. ин-та. Куйбышев.: Куйбышев, обл. гос. изд-во. Выпуск 1. 1952. С. 36-47.

40. Комаров В.А., Пересыпкин В.П., Иванова Е.А. Автоматизация проектирования авиационных конструкций на базе МКЭ. САПР РИПАК / Куйбышев, авиац. ин-т. Куйбышев, 1984. 175 е. Деп. в ВИНИТИ 23.05.1984, №3709-84.

41. Комаров В.А. Весовой анализ авиационных конструкций: теоретические основы. // Полет. № 1. 2000. С. 31 39.

42. Комаров В.А., Гуменюк А.В. Критерий силового совершенства конструкций крыльев. // Полет. № 6. 2003. С. 24 30.

43. Комаров В.А. Многополостные резервуары. // Известия АН СССР. Механика твердого тела. М.: №5. 1970. С. 15-28.

44. Комаров В.А. О рациональном распределении материала в конструкциях. // Изв. АН СССР. Механика. № 5. 1965. С. 85-87.

45. Комаров В.А. О рациональных силовых конструкциях крыльев малого удлинения. Проектирование оптимальных конструкций. // Сборник трудов КуАИ. Кафедра "Конструкции и проектирование летательных аппаратов". КуАИ. Куйбышев: Выпуск 32. 1968. С. 6-26.

46. Комаров В.А., Гуменюк А.В. Оценка весовой эффективности силовых схем несущих поверхностей. // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, № 1. 2002. С. 45 54.

47. Комаров В.А. Последовательная оптимизация авиационных конструкций на протяжении всего цикла проектирования. // Сборник докладов научной конференции по гидроавиации "Геленжик-96". М.: 1996. С. 135-143.

48. Комаров В.А. Проектирование силовых схем авиационных конструкций. // Актуальные проблемы авиационной науки и техники. М.: Машиностроение, 1984. С.114-129.

49. Корольков О.Н. Уравнение и область существования самолета. // Полет. №10. 2001. С. 45-52.

50. Костенко И.К. Летающие крылья. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1988. 105 с.

51. Костина Е.В. Тестирование методов весового проектирования магистральных самолетов. // Сб. тр. студентов и аспирантов факультета летательных аппаратов. Самара: ИПО СГАУ, Самара. Выпуск 5. 2002. С. 53-60.

52. Курочкин Ф.П. Основы проектирования самолётов с вертикальным взлётом и посадкой. М.: Машиностроение, 1970. 352 с.

53. Малая энциклопедия: Авиация космонавтика: Краткий справочник по российским и украинским самолетам. М.: Центральный аэрогидродинамический институт им. Н.Е. Жуковского, 1995. 158 с.

54. Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полёта транспортных самолётов. М.: Транспорт, 1990. 391 с.

55. Образцов И.Ф., Савельев Л.М., Хазанов Х.С. Метод конечных элементов в задачах строительной механики летательных аппаратов: Учеб. пособие для студентов авиац. спец. вузов. М.: Высш. шк., 1985. 392с., ил.

56. Петренко С.А., Штанько Е.Д. Оценка перспективности вариантов силовой конструкции многоблочных ракет и качества принимаемых конструктивно-технологических решений. // Полет. №9. 2001. С. 46-49.

57. Развитие самолетов мира / Виноградов Р.И., Пономарев А.Н. М.: Машиностроение, 1991. 384 с.

58. Резниченко Г.А. Вычисление силового веса конструкций типа крыла с использованием метода конечных элементов. // Автоматизация проектирования авиационных конструкций. Межвузовский сборник. КуАИ: Куйбышев, 1979. С.77-83.

59. Резниченко Г.А. Оценка массы авиационных конструкций на основе конечно-элементных моделей: Дисс. канд. техн. наук. Куйбышев, 1988. 157 с.

60. Самолеты Второй Мировой: Энциклопедия военной техники / Пер. с англ. С. Ангелова. М.: ACT, 2000. 352 с.

61. Семенов В.Н. Определение рациональных параметров и форм осей замкнутых систем крыльев. // М.: Труды ЦАГИ. Вып. 2651. 2001. С. 27-42.

62. Семенов В.Н. Адаптация тонкостенной конструкции самолета. Нижний Новгород: Вестник ННГУ. Серия Механика. Вып. 1 (5). 2003. С. 164-169.63