УДК 621.438

Выявление стратегии создания семейства ТРДД PW4000 путем анализа

изменения проектных параметров двигателей от модификации к модификации

Пономарев В.А., РГАТА

С увеличением парка дозвуковых пассажирских самолетов (ДПС),

расширением их типоразмеров наблюдается тенденция увеличения потребности в двигателях с различными тягами. Однако усилия по повышению эффективности новых ДПС, подсистемой которого является авиационный ГТД, требуют все больших затрат времени и ресурсов на их создание. Сроки разработки самолетов от замысла до первого полета составляют от 3 до 10 лет, а двигателя обычно на 3 - 5 лет больше. В таких условиях, естественно, возросла цена возможных ошибок проектирования двигателя, особенно на его начальных этапах при формировании технического задания и технического предложения. В условиях жесткой конкурентной борьбы за рынки сбыта даже незначительные, на первый взгляд, просчеты в определении облика будущего двигателя могут привести к неудаче программы нового изделия фирмы.

Опыт реализации программ создания авиационных двигателей свидетельствует, что успех обычно сопутствует относительно долгосрочным программам с большим объемом производства в условиях постоянно изменяющегося спроса, конкуренции и технического прогресса. Значительную роль в коммерческом успехе играет политика продвижения на рынок новой продукции и особенно ее временной фактор. Но как раз строгое соблюдение сроков поставки заказчику (а это самолетостроительные фирмы) сертифицированного двигателя представляет особые трудности для разработчиков двигателя, так как существует вышеупомянутое объективное рассогласование сроков создания нового самолета и нового ГТД.

Ответом двигателестроителей на возникшую ситуацию - требуемый минимальный технический риск при выборе двигателя в момент начала программы самолета - был переход к новой методологии проектирования, учитывающей неопределенность ситуации при создании нового двигателя, суть которой заключается в создании авиационного ГТД на базе газогенератора (ГГ) [1].

Относительная неудача, постигшая фирму Пратт-Уитни при разработке двигателя JT9D для ДПС – турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) большой тяги, вынудила ее первой начать разработку двигателя следующего поколения в этом классе тяги. Новый двигатель создавался на базе ТРДД PW2037 с учетом опыта эксплуатации многочисленных модификаций JT9D [2]. Решение о начале программы разработки нового ТРДД большой тяги под названием PW4000 было принято в декабре 1982 г. А фактически работа велась с 1981 г. К этому времени вполне определилась следующая тенденция развития ДПС, в частности широкофюзеляжных самолетов, для которых предназначены ТРДД большой тяги. Это разработка не единичного самолета, а целого семейства модификаций, снижающая суммарные капитальные затраты [3]. Среди модификаций есть и уменьшенные варианты базового самолета, но значительно чаще создаются модификации с возросшей взлетной массой. От момента начала проектных работ до первого полета ДПС взлетная масса возрастает на величину от до 30%. После первого полета возможен дальнейший рост взлетной массы самолета (прирост до 20 - 50%). В итоге рост массы ДПС, за время от заключения контракта на разработку двигателя до создания модификации с повышенной массой, может достичь 75%.

Для сохранения летно-технических характеристик самолета таким же должен быть рост тяги двигателя. Все ТРДД большой тяги в 70-х годах XX века (за редкими исключениями) развивались путем создания новых модификаций для обеспечения потребности в новых двигателях большей тяги. Но в этом случае "автоматически" возникает проблема - как достичь требуемой надежности при модифицировании двигателя. Единственный способ ее решения - дорогостоящие и длительные испытания и последующая сертификация очередной модификации. При этом, сохраняя размеры вентилятора и ГГ, возможно увеличить тягу примерно на 1/3, что почти в два раза меньше возможного роста взлетной массы ДПС. Такое значительное возрастание взлетной массы самолета не может быть парировано увеличением тяги исходного двигателя.

Выход найден в планировании и разработке не единичного двигателя, модифицируемого по мере необходимости и возможности (в том числе и развитие его по тяге), а целого семейства модификаций ТРДД одного назначения на базе унифицированного ГГ, которое обеспечивает прогнозируемую потребность в росте тяги ТРДД. Ввод в эксплуатацию производится последовательно, с интервалом около года или более, по мере возникновения надобности у заказчиков. Появилась возможность соотнести потребности во все возрастающей тяге разрабатываемого семейства ДПС с реализацией этих потребностей в разработанном с некоторым опережением во времени семейством ТРДД соответствующей размерности. Такой подход позволяет гибко реагировать на будущие требования заказчика. Диапазон тяг, перекрываемый семейством ТРДД, может достигать 100%, если за исходную принять наименьшую из тяг двигателей семейства.

Соответственно, семейства авиационных ГТД, и в частности ТРДД, исторически делятся на два типа. Первый тип семейства возник при создании новых модификаций для обеспечения возникающих потребностей в большей тяге двигателя. Для ТРДД это, например, семейства JT8D, JT9D, CFM.56, CF6, CF6-50, CF6-80, CF6-80C2, RB.211, НК-8. При развитии двигателей этих семейств часто наблюдается сильное изменение формы проточной части и многочисленные конструктивные улучшения. Второй тип семейства двигателей - заранее определенное число двигателей на базе полностью взаимозаменяемого газогенератора с разными турбовентиляторами, имеющими различные диаметры вентилятора и число ступеней.

';

Причем полная взаимозаменяемость газогенератора есть желаемое свойство, которое в настоящее время не всегда или не полностью достигается в реализованных семействах ТРДД. Комбинация ГГ с турбовентилятором представляет собой подсемейство ТРДД, представленное несколькими модификациями разной тяги и перекрывает свой, более узкий диапазон тяг.

Характерным признаком второго типа семейства ТРДД служит быстрый рост тяги от модификации к модификации: более 60 кгс/месяц для подсемейства и 150 - 240 кгс/месяц для семейства по сравнению с 35 - кгс/месяц для семейств первого типа.

В настоящее время существуют и развиваются, по крайней мере, три таких семейства ТРДД: "Трент" фирмы Роллс-Ройс, PW4000 фирмы ПраттУитни и BR700 фирмы БМВ-Роллс-Ройс. Причем фирмой Роллс-Ройс сразу было объявлено о разработке трех подсемейств двигателя "Трент":

"Трент"600, "Трент"700 и "Трент"800, отличающихся тягой и диаметром вентилятора, повышающимися значениями двухконтурности и суммарной степени повышения полного давления. Внутри подсемейства тяга растет с уменьшением двухконтурности и увеличением суммарной степени повышения полного давления, а диаметр вентилятора сохраняется. Аналогичная картина наблюдается для подсемейств ТРДД PW4000 и BR700. Рост тяги в рамках семейства достигает 40% (модификации ТРДД "Трент" на базе одного ГГ), 47% (BR700), 102,7% (PW4000), что вполне соответствует росту массы ДПС. Кроме обеспечения роста тяги двигателя по мере появления такой потребности без очень больших затрат и с малой степенью технического риска, использование в эксплуатации семейства модификаций сопровождается унификацией узлов, что облегчает техническое обслуживание, улучшает ремонтопригодность, повышает надежность и облегчает продажу авиационных ГТД.

Рассмотрим стратегию создания семейства ТРДД второго типа на примере фирмы Пратт-Уитни. Первый двигатель семейства - PW4050, относящийся к подсемейству «94 дюйма» (по диаметру вентилятора) был сертифицирован в 1986 г. К 2000 году в эксплуатации было 13 основных модификаций трех подсемейств, а некоторые из них выпускаются в различных версиях для разных самолетов. Это обстоятельство дает возможность путем анализа изменения проектных параметров и других характеристик ТРДД этого семейства попытаться определить техникоэкономическую политику фирмы Пратт-Уитни.

Для ТРДД проектными параметрами являются: среднемассовая температура газа перед турбиной ( Tг* ), суммарная степень повышения полного давления в компрессоре ( * ), степень двухконтурноси (m), степень пок вышения полного давления в вентиляторе( * ), поскольку именно они опв ределяют замкнутую систему уравнений проектного термогазодинамического расчета двигателя и могут изменяться в широком диапазоне значений [4].

Все семейство ТРДД PW4000 подразделяется на три подсемейства, называемые в проспектах фирмы по диаметру вентилятора: «94-», «100-» и «112- дюймов». Турбовентиляторы в каждом подсемействе имеют различное число подпорных ступеней и ступеней турбины низкого давления. Некоторые данные двигателей и проектные параметры приведены в таблице.

Следует отметить, что фирма Пратт-Уитни в своих информационных материалах указывает температуру газа после камеры сгорания, поэтому именно эта температура приведена в таблице. Различная тяга у двигателей одного подсемейства обеспечивается изменением программы регулирования в электронной системе автоматического управления (САУ) с полной ответственностью типа FADEC [5]. Применение такой САУ необходимо для удержания диапазона рабочих режимов двигателя в области приемлемых КПД компрессора высокого давления путем замены программы регулирования с помощью простейших перенастроек в ней и является необходимым условием для семейств ТРДД второго типа. Здесь фирма ПраттУитни была первой [2].

Ранние модификации первого подсемейства - PW4050, PW4052 и PW4156 соответствуют по тягам двигателям семейства JT9D-7R4 (рис. 1).

Фирмы-разработчики и фирмы-эксплуатанты самолетов охотно заменяли двигатели предыдущего поколения на новые: JT9D-7R4D на PW4050 для B767-200, JT9D-7R4E на PW4052 для B767-200ER, JT9D-7R4H1 на PW4056 для A.300-600, JT9D-7R4 на PW4156 для самолетов A.310-300.

Разрабатываемые в конце 80-х годов модификации пассажирских самолетов с большей дальностью полета и, как следствие, с большим взлетным весом, требовали двигателей с увеличенной взлетной тягой. Возникшую потребность удовлетворили двигатели PW4058, PW4060, PW4062. Они устанавливались на самолеты MD-11, B767-200ER, B767-300 и B747-400.

Сертификация двигателей производилась с необходимым опережением сертификации самолета и не задерживала ввод в эксплуатацию последнего.

За 7 лет развития первого подсемейства тяга выросла на 24% и возможности по росту тяги двигателя с вентилятором в 94 дюйма были исчерпаны.

Из рис.1 видно, что темп роста взлетной тяги первого подсемейства PW4000 значительно превосходит таковой для семейства JT9D. Можно предположить, что все модификации первого подсемейства в той или иной степени являются дефорсированными по температуре и по тяге версиями PW4062. Постепенное увеличение максимальной температуры газа перед турбиной от модификации к модификации, с учетом опыта эксплуатации, до ранее заложенной величины позволило обойтись без проблем связанных с низкой надежностью и высоких затрат, так осложнивших первые годы эксплуатации двигателя JT9D, и обеспечить потребности самолетостроителей в увеличении взлетной тяги.

Привлекательность первого подсемейства для авиакомпаний увеличивалась благодаря полной взаимозаменяемости ГГ всех двигателей подсемейства в эксплуатации, что позволяло иметь меньший оборотный фонд главных модулей двигателей и меньшее количество запасных деталей и агрегатов. С другой стороны, использование двигателей одного подсемейства позволяет экономить на подготовке технического персонала и переносить опыт технического обслуживания и ремонта на новые модификации.

На рис.2 показано изменение проектных параметров семейства ТРДД PW4000 в зависимости от относительной взлетной тяги. За исходное значение принята минимальная тяга в подсемействе. Для первого подсемейства изменение m и * не противоречит росту Tг*, что может служить подк тверждением гипотезы о том, что все модификации первого подсемейства в той или иной степени являются дефорсированными по температуре и по тяге версиями PW4062. Второе подсемейство с вентилятором в 100 дюймов представлено только двумя модификациями - PW4068 и PW4173. Это объясняется тем, что в возможном для этого семейства диапазоне тяг востребованной оказались тяги в 30845 кгс и 33108 кгс для самолета A.330.

Фактически второе подсемейство обеспечивает тягу в диапазоне от до 33108 кгс, то есть между первым и третьим подсемействами.

В третьем подсемействе PW4000, с вентилятором в 112 дюймов, впервые в практике фирмы Пратт-Уитни, применен широкохордный вентилятор, с полыми лопатками без бандажных полок. Еще одной особенностью двигателей этого подсемейства является их предназначение для модификаций одного самолета - B777. Рост дальности полета и взлетной массы B777 от одной модификации к другой породил соответствующее увеличение тяги двигателей третьего подсемейства PW4000.

Обеспечение потребного ресурса деталей горячей части двигателя, при неизбежном повышении температуры газа перед турбиной от модификаций с меньшей тягой к модификациям с большей, как внутри подсемейства, так и при переходе от подсемейства с меньшим диаметром вентилятора к большему диаметру в следующем подсемействе, облегчается уменьшением числа полетных циклов при возрастании дальности полета самолета (рост взлетной массы ДПС как раз и связан, в основном, с ростом дальности полета). С другой стороны, переход на новый уровень температуры газа перед турбиной в следующем подсемействе обеспечивается многими тысячами часов налета двигателей предыдущего семейства и промежутком в несколько лет между сертификациями этих модификаций. Резервы для достижения наибольшей температуры газа перед турбиной в семействе, которая должна быть реализована в модификации с самой большой тягой, были заложены в момент выбора проектных параметров. Конструкция ГГ была создана с соответствующими запасами по температуре газа и частоте вращения, которые были реализованы за 15 - 20 лет. Таким образом, процесс доводки совместился во времени с эксплуатацией дефорсированных по температуре газа перед турбиной вариантов ГГ и позволил перейти в 1994 г. к фактически унифицированному для первых двух подсемейств ГГ. По сути сроки доводки двигателя остались прежними - 10 - лет. Но первая, дефорсированная, версия начала эксплуатироваться уже через 6 лет и обеспечила разработчикам, с одной стороны, опыт эксплуатации, а с другой - окупаемость вложенных средств. Но самое главное - дала время для доводки более напряженных по температуре модификаций и возможность внедрять в ГГ новейшие конструктивно-технологические решения. Изменение удельного веса двигателей фирмы Пратт-Уитни, показанное на рис.3, может служить подтверждением переразмеренности первых модификаций каждого подсемейства. Из заложенного диапазона тяг для каждого подсемейства реализовывался тот вариант, который был нужен в данный момент заказчику.

Следует отметить, что повышение * от подсемейства к подсемейстк ву обеспечивается главным образом увеличением числа подпорных ступеней, которое достигло семи в последнем семействе. Поэтому название "подпорные" подходит к ним с некоторой натяжкой. Темп роста тяги двигателей третьего подсемейства очень велик и превосходит таковой для первого подсемейства в два раза (59 кгс/месяц и 102 кгс/месяц).

Можно предположить, что в момент выбора проектных параметров двигателей семейства и размерности унифицированного ГГ (скорее всего это происходило в 1978 - 1980 гг.) его основой послужил ТРДД с проектными параметрами, близкими к таковым у PW4084. То есть исходный облик ТРДД относится к третьему подсемейству. А потом на его основе были получены облик газогенератора и выбраны проектные параметры двигателей всех подсемейств. Соответственно для первого подсемейства вентилятор имел входной диаметр 2377,4 мм для обеспечения замены двигателей семейства JT9D-7R4 с таким же диаметром вентилятора на существующих самолетах (на момент сертификации двигателей первого подсемейства).

Отсюда и относительно меньшая m ТРДД первого подсемейства – от 4, до 5,1. Двигатели-современники имеют m в диапазоне от 6 до 7, (CFM.56-C2, PW2037, E GE, E PW).

Для второго подсемейства вентилятор PW2037 был моделирован по расходу воздуха с увеличением в 1,65 раза и его диаметр составил 2535 мм.

Дальнейший рост тяги, переход к третьему подсемейству и m, предусмотренную в момент выбора проектных параметров исходного облика ТРДД каждой из будущих модификаций с одновременным увеличением удельной и лобовой тяг, обеспечил новый, широкохордный вентилятор с лопатками без бандажных полок. На его создание и доводку фирма как бы "получила" 15 лет. Все же в подсемействе "112 дюймов" вентилятора два: в 2845 мм для PW4074, PW4077, PW4084, PW4090 и в 2868 мм для PW и PW40102. Вторая версия разработана для обеспечения тяг в 44452 и 46262 кгс вместо предполагавшегося 140 дюймового закапотированного винтовентилятора [5].

К особенности выбора размерности ГГ ТРДД большой тяги фирмы Пратт-Уитни следует отнести большую размерность ГГ, чем у аналогичных ТРДД других фирм. Для JT9D-7 величина приведенного к выходу из компрессора взлетного расхода воздуха через первый контур равна 8, кг/с, а для CF6-6 - 5,5 кг/с. Аналогичная ситуация и для новых двигателей:

PW4000 - 8,17 кг/с и GE90 - 6,9 кг/с. Выбор размерности ГГ очень важен при создании семейства ТРДД второго типа для обеспечения возможности значительного увеличения тяги при минимальных модификациях [5]. Неверный прогноз потребных тяг вызывает необходимость внесения изменений не только в турбовентилятор, но и в ГГ. Можно отметить, что фирма Пратт-Уитни не ставила задачу получения очень низких расходов топлива в первом подсемействе PW4000 [2]. У PW4052 крейсерский удельный расход топлива не лучше, чем у CF80-C2-A1, сертифицированного в том же году, но являющегося модификацией двигателя предыдущего поколения.

Крейсерский удельный расход топлива у PW2037, который послужил базой для PW4000, меньше, чем у PW4052. А крейсерские удельные расходы топлива более поздних модификаций PW4000 вообще в рекламных материалах фирмы не приводятся. Конечно они выше, чем у конкурирующего ТРДД фирмы Дженерал Электрик GE90 (0,522 - 0,545 кг/кгс-час), но сертификация первой модификации семейства PW4000 была проведена на лет раньше, чем GE90. В эти годы цена на авиационное топливо не была так высока, чтобы быть определяющей при выборе проектных параметров авиационного двигателя. В итоге двигатели семейства PW4000 устанавливаются на 7 ДПС 14 модификаций, а GE90 только на модификации одного самолета - B777.

Результатом выше описанного подхода к созданию семейства ТРДД явился к 1996 г захват двигателестроительной компанией Пратт-Уитни 50% рынка сбыта ТРДД в диапазоне тяг от 22680 до 39354 кгс.

Исходя из изложенного, можно считать, что методология выбора обликов двигателей семейства ТРДД на базе унифицированного ГГ для ДПС фирмой Пратт-Уитни заключается в следующем.

Во-первых, выполняется долгосрочный прогноз потребных тяг ТРДД для ДПС на основе анализа тенденций развития последних и динамики замен списываемых самолетов новыми.

Во-вторых, на основе прогноза, выбирается наиболее перспективный диапазон тяг с отношением максимальной тяги к минимальной равным 1,6.

Именно такая величина гарантированно обеспечивается применением трех различных турбовентиляторов и при этом отличие двигателей семейства от оптимизированного на конкретную тягу двигателя не настолько велико, чтобы сделать их неконкурентоспособными.

В третьих, проводятся исследования по оптимизации проектных параметров и выбирается наилучшая в смысле выбранного критерия комбинация обликов ТРДД для трех подсемейств. Они отличаются все возрастающим диаметром вентилятора, числом ступеней турбовентилятора и соответствующим увеличением Tг*. Верхний уровень Tг* выбирается исходя из имеющегося задела с расчетом его достижения через 12 – 15 лет с приемлемым (точнее низким) уровнем технического риска. Подсемейства должны последовательно, с некоторым перекрытием, заполнять весь выбранный диапазон тяг.

В четвертых, желательным является ввод в эксплуатацию первым подсемейства с наименьшей Tг* в освоенном ранее диапазоне тяг. Вместе с тем, непременным условием является наличие спроса на двигатели в соответствующем диапазоне тяг и существенное технико-экономическое превосходство нового двигателя, которое делает привлекательной смену старого изделия на новое. Следовательно, новый двигатель должен принадлежать к следующему поколению. Наилучшим вариантом является замена двигателей предыдущего поколения фирмы-разработчика. В этом случае может оказаться необходимым сохранить диаметр вентилятора, что определяет двухконтурность двигателей первого подсемейства.

В пятых, выбранный уровень Tг* для первого подсемейства должен позволять гарантированно сертифицировать очередную модификацию двигателя в срок не более года.

В шестых, ввод в эксплуатацию модификации последнего подсемейства с максимальной в семействе величиной Tг* должен отстоять во времени от момента выбора обликов двигателей семейства на 12 – 15 лет. Это позволяет внедрять новые технические решения с приемлемым уровнем технического риска.

В седьмых, унификация ГГ внутри подсемейства обязательна. Должна быть обеспечена возможность унификации ГГ между подсемействами путем установки новых версий ГГ на более ранние модификации и подсемейства.

Такой подход к формированию семейства ТРДД обеспечивает долгосрочное развитие программы и большой объем производства в условиях постоянно изменяющегося спроса, конкуренции и технического прогресса.

ЛИТЕРАТУРА

1. Пономарев Б.А. Настоящее и будущее авиационных двигателей. М.: Воениздат, 1982.-240с.

2. Двухконтурный крупноразмерный двигатель PW4000 фирмы Пратт-Уитни для широкофюзеляжных самолетов. Экспресс-информация.

Серия "Авиастроение". 1989. N11. С.39 - 43.

3. Шейнин В.М., Макаров В.М. Роль модификаций в развитии авиационной техники. - М.: Наука, 1982.-224с.

4. Маслов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД.-М.:Машиностроение,1981.-123с.

5. PW4000 – tomorrow’s engine today. Буклет фирмы Пратт-Уитни.

JT9D-7R Improved RB.211E Взлетная тяга, кГс

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Проектирование авиационных ГТД: Учебное пособие. - Уфа: изд.

УАИ, 1987.- 227 с.

2. Румянцев С.В., Сгилевский В.А Системное проектирование авиационного двигателя. - М.: Издательство МАИ, 1991.- 80 с.

3. Пономарев В.А. Основы системного проектирования, применительно к авиационным ГТД. Учебное пособие, Ярославль, ЯПИ, 1989.- 88 с.

4. Маслов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД.- М.: Машиностроение, 1981.- 123 с.

5. Теория и методы начальных этапов проектирования авиационных ГТД:

Учеб. пособие/ В.Г.Маслов, В.С.Кузьмичев, А.Н.Коварцев, В.А.Григорьев; Под ред. В.Г.Маслова. - Самар. гос. аэрокосм. ун-т. Самара, 1996. 147 с.

6. Галин Л.Я., Кувшинов С.В. Развитие системы автоматизированного проектирования самолетов// Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники М.: Наука, 1985.-Вып. 4.С.93-103.

7. Шейнин В.М., Макаров В.М. Роль модификаций в развитии авиационной техники. - М.: Наука, 1982.- 224 с.

8. Югов О.К., Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета и двигателя. 2-е издание, пер. и доп.- М.: Машиностроение, 1980.- 200 с.

9. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей /В.П.Деменчонок, Л.Н.Дружинин, А.Л.Пархомов и др.; Под ред. С.М.Шляхтенко, В.А.Сосунова.М.: Машиностроение,1979.-432с.

10. Клячкин А.Л. и др. Влияние параметров двухконтурных турбореактивных двигателей на технико-экономические характеристики дальних пассажирских самолетов:// Труды РКИИГА. - Вып. N 164.- Рига, 1971.

11. Югов О.К., Селиванов О.Д. Основы интеграции самолета и двигателя/ Под общ. ред. О.К.Югова.- М.: Машиностроение, 1989.- 304 с.

12. Увязка экономических и технических показателей проекта нового самолета// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1980, - N 13. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов: Справочник.- 2-е издание, пер. и доп. - М.:

Машиностроение, 1984.- 552 с.

14. Подготовка и принятие решений в процессе реализации авиационных программ// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, N 13, 1983, с. 18-36.

15. Посещение фирм Локхид, Дуглас, Боинг, Пратт-Уитни// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1970, - N 16. Новиков А.С., Буров Н.А. Основные направления развития газотурбинных двигателей: Учебное пособие / ЯПИ. Ярославль, 1987.- 80с.

17. Пономарев Б.А. Настоящее и будущее авиационных двигателей. - М.:

Воениздат, 1982.-240 с.

18. Шейнин В.М., Козловский В.И. Проблемы проектирования пассажирских самолетов. - М.: Машиностроение, 1972.- 308 с.

19. Пономарев В.А. Тенденции развития дальнемагистральных самолетов с турбореактивными двухконтурными двигателями. // Проектирование и изготовление авиационных газотурбинных двигателей и установок наземного применения. - Сб. / РГАТА - Рыбинск, 1998.-С.37-45.

20. Simon Elliot Mass-transporter// Flight-international, vol.141,N4312, 1- april 1992. p.22-27.

21. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности "Авиационные двигатели и энергетические установки"/ Вьюков C.А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др.;

Под общей редакцией Хронина Д.В.- М.: Машиностроение, 1989.- 368 с.

22. Клячкин А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение. - 1969. - 512 с.

23. Лукачев В.П., Кулагин В.В. Теория ВРД. Основные закономерности рабочего процесса газотурбинных двигателей. Куйбышев: КуАИ, 1987.- 228 с.

24. Пархомов А.Л. Оптимизация параметров ВРД по экономичности:

Труды/ ЦИАМ.- N 446.-М., 1968.

25. Пархомов А.Л. Оптимизация параметров ТРДДсм по экономичности // Труды ЦИАМ. 1982. №1003.

26. Флоров И.Ф. Методы оценки эффективности применения двигателей в авиации//Труды ЦИАМ. 1985. №1099.-260с.

27. Холщевников К.В. Оптимизация термодинамических параметров турбореактивных двухконтурных двигателей(ТРДД)// Труды ЦИАМ. 1968.

№454.Определение наивыгоднейших параметров двигателя при системном проектировании с помощю САПР; Учебное пособие/ Румянцев С.В., Сгилевский В.А., Наумов А.В., Агульник А.Б.- М.: МАИ, 1987.- 64 с.

29. Румянцев С.В. Современный подход к автоматизированному проектированию двигателя в системе летательного аппарата. Тем. сб. науч. тр.// Автоматизированное проектирование двигателей ЛА.-М.: МАИ, 1979.-Вып. 464.С.4-20.

30. Сгилевский В.А. Система критериев завязки и оценки энергетической эффективности двигателя на стадии технических предложений //Изв.вузов.

Авиационная техника.-1982.- N 3.-С.67-74.

31. Определение оптимальных газодинамических и конструктивных параметров ГТД для гражданских самолетов. Учебное пособие для курсового и дипломного проектирования. - Харьков: ХАИ, 1974.

32. Никитин С.А.,Голованова Л.Н., Снижение удельного расхода топлива - важнейшее направление совершенствования авиационных двигателей. Сб.// Самолетостроение. Техн. воздушного флота.-Харьков:ХАИ, 1983.- N 50, С.98Маслов В.Г. О выборе параметров авиационных ГТД, обеспечивающих оптимальное сочетание удельного веса и удельного расхода топлива.// Проектирование и доводка авиационных ГТД. - Куйбышев: КуАИ, 1974.Вып.67, С. 3 - 16.

34. Тунаков А.П. Методы оптимизации при доводке и проектировании газотурбинных двигателей.- М.: Машиностроение, 1979.-184с.

35. Васильев Г.В., Максимов А.А. К вопросу о выборе параметров ТРДД для дозвукового самолета местных линий: Труды/ ЦИАМ.- N 537.-М., 1972.

36. Шкадов Л.М. Показатель относительного уровня технического совершенства воздушно-реактивного двигателя для дальних самолетов// Ученые записки ЦАГИ.-Т. 111. - N 5.-М., 1972.-С.47-53.

37. Коварцев А.И. Оценка критерия технического риска при выборе параметров рабочего процесса авиационного ГТД.// Изв.вузов. Авиационная техника.-1989.-N3.-С.56-59.

38. Д.Хьюз B777 - система дистанационного управления и традиционная кабина// Aviation Week & Space technology на русском языке (лето 1995) 39. Смирнов О.Л. и др. САПР: формирование и функционирование проектных модулей/ О.Л.Смирнов, С.И.Падал-ко, С.А.Пиявский. - М.: Машиностроение, 1987. - 272 с.

40. Богомолов Е.Н. Аэродинамическое проектирование системы охлаждения перфорированных лопаток газовых турбин.- Ярославль. ЯПИ. 1984.- 41. Богомолов Е.Н. Газодинамическая эффективность авиационных турбин с воздушным охлаждением лопаток.- Рыбинск, РАТИ, 1993.

42. Маслов В.Г., Кузьмичев В.С., Григорьев В.А. Выбор параметров и проектный термогазодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей.- Куйбышев: КуАИ, 1984, - 176 с.

43. Нестеренко В.Г., Любатуров А.М. Проектирование и расчет ВРД:

Учебное пособие/ Под ред. проф. С.А.Дубенца. - М.: Изд-во МАИ, 1991.

44. Нечаев Ю.Н. и др. Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных самолетов/ Нечаев Ю.Н., Кобельков В.Н., Полев А.С.- М.: Машиностроение, 1988.- 176 с.

45. Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. д-ра техн. наук С.М.Шляхтенко, - М.: Машиностроение, 1975. - 568 с.

46. Теория и расчет воздушно-реактиных двигателей/ Под ред. д-ра техн.

наук С.М.Шляхтенко, - 2-е изд. перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1987. с.

47. Термргазодинамические расчеты авиационных ГТД./ Ахметзянов А.М., Алаторцев В.П., Аксельрод С.Е., Дружинин Л.Н., Сахабетдинов М.А.Уфа: УАИ, 1982.- 256 с.

48. Холщевников К.В., Емин О.Н., МитрохинВ.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин: Учебник для вузов. 2-е изд., перераб. и доп. - М.:

Машиностроение, 1986. - 432 с.

49. Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов.- М.: Машиностроение, 1984.- 168 с.

50. Ахмедзянов А.М., Арьков Ю.Г., Гумеров Х.С. Выбор параметров авиационных газотурбинных двигателей.- Уфа: УАИ, 1986.-70 с.

51. Богомолов Е.Н., Добродеев В.П. Проектирование проточной части турбокомпрессора авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие/ ЯПИ.- Ярославль, 1991.-68 с.

52. Пономарев В.А. Анализ статистических данных о воздушном охлаждении газовых турбин турбореактивных двухконтурных двигателей. // Проектирование и изготовление авиационных газотурбинных двигателей и установок наземного применения.- Сб. / РГАТА - Рыбинск, 1998.-С.37-45.

53. Кяо Л.В., Ротин В.Е., Филипов В.А. Особенности компоновки самолетов с суперкритическим профилем крыла. // Методы исследований при разработке проектов современных самолетов: Тем. сб. научн. тр.- М.: МАИ, 1986.

C.43-46.

54. Бадягин А.А., Овруцкий Е.А. Проектирование пассажирских самолетов с учетом экономики эксплуатации.- М.: Машиностроение, 1984.- 296 с.

55. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов: Перевод с английского.- М.: Машиностроение, 1983.- 648 с.

56. Конкурсные программы зарубежных фирм по созданию двигателей для дальнемагистральных самолетов и самолетов местныхлиний// Техника воздушного флота, N 3 1991.

57. Экономика проекта и эксплуатации дозвуковых транспортных самолетов// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ,1973, - N 58. Авиастроение./ Сер. Итоги науки и техники. - М.: ВИНИТИ, 1977.

том 4. 222с.

59. Временная методика сравнительной оценки транспортных самолетов (МЭО-82) - М.: МГА, 1982.- 188 с.

60. Голубев И.С. Соизмерение технического уровня и эффективности при проектировании конструкций летательных аппаратов: Учебное пособие.- М.:

МАИ, 1986.- 90 с.

61. Заморока В.Е. Обобщенный показатель качества авиационных систем. М.: 1991.

62. Проектирование гражданских самолетов. Теории и методы./ Под редакцией Новожилова Г.В.- М.: Машиностроение, 1991.- 672с.

63. Саркисян С.А., Минаев Э.С. Экономическая оценка летательных аппаратов.- М.: Машиностроение, 1972.- 180 с.

64. Коэффициент эффективности самолетов// Техническая информация ЦАГИ, 1971. - N 9.

65. Шейнин В.М. Развитие теории весового проектирования и теории эффективности.// Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической техники.- М.: Наука, 1985.- Вып. 4.- С.52-92.

66. Шептунов В.Н. О применении безразмерного критерия транспортной эффективности в оценках модификаций самолетов// Изв.вузов. Авиационная техника.-1981.-N4.- C.65-70.

67. Пономарев В.А., Прилуцкий М.А., Будзиаловский Г.А. К вопросу о выборе параметров ТРДДсм для ближнемагистрального самолета. // Проектирование и изготовление авиационных газотурбинных двигателей и установок наземного применения. - Сб. / РГАТА - Рыбинск, 1998.-C.37-45.

68. Перспективы развития двигателей для гражданских самолетов средней и большой дальности полета// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ,1979, - N 69. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. Т1. Весовой расчет самолета и весовое планирование. - М.: Машиностроение,1977.- 344 с.

70. Баринов В.А. Расчет коэффициентов сопротивления и аэродинамического качества дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов// Труды ЦАГИ 2205, 1983.

71. Проектирование самолетов/ Бадягин А.А., Егер С.М., Мишин В.Ф., Склянский Ф.И., Фомин А.М. М.: Машиностроение, 1972.- 516 с.

72. Кац Б.М., Мульгинов П.Л., Буров С.В. Об оценке влияния отбора воздуха (газа) на параметры авиационного ГТД// Труды ЦИАМ. 1977. №774. - 5 с.

73. Борисов А.И. Метод оценки взлетных характеристик самолета с ТРД с помощью статистических зависимостей// Техника воздушного флота.- 1993.N 2-3.

74. Мишин В.Ф., Черных В.И. Прогнозирование удельного веса авиационных газотурбинных двигателей на этапе предварительного проектирования.М.: МАИ, 1988.- 18 с. ДЕП. в ЦНТИ ГА 12.12.88 N 692-га 75. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД: Учебное пособие./ Под редакцией Ахметзянова А.М. Уфа: изд. УАИ, 1990.- 304 с.

76. Брусов В.С., Баранов С.К. Оптимальное проектирование летательных аппаратов: Многоцелевой подход. - М.: Машиностроение 1989.- 232 с.

77. Егер С.М. и др. Основы автоматизированного проектирования самолетов: Учебное пособие для студентов авиационных специальностей вузов/ Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О.С. - М.: Машиностроение, 1986.- 78. Кускова Т.В., Радциг А.И., Шашин В.М. Методические указания к курсовой работе "Расчет аэродинамических характеристик самолета"/ Учебное пособие.- М.: МАИ, 1976.

79. Владимирова Н.А., Годецкий В.М., Исаев В.К. Исследования аэродинамической компоновки сверхкритического крыла с модифицированной сплайн-функциями поверхностью// Техника воздушного флота, N 5-6, 1991.

80. Основы проектирования трехвального ТРДД фирмы Роллс-Ройс// Новое в зарубежном авиадвигателестроении// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, ЦИАМ, 1968. - N 6.

81. Федоренко Г.А. Размеры технологических зон с повышенными требованиями к состоянию поверхности крыльев с обычными и сверхкритическими профилями// Техника воздушного флота.- 1991. N 3.

82. Характеристики самолета L-1011-250// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ,1975, - N 11.

83. Володин В.В.,Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки/ Под ред.

Егера С.М.- М.: Машиностроение, 1985.- 224 с.

84. Егер С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов.- М.:

Машиностроение, 1964.

85. Из истории советской авиации: Самолеты ОКБ имени С.В. Ильюшина/ Новожилов Г.В., Лещинер Д.В., Шейнин В.М. и др.; Под редакцией Новожилова Г.В. 2-е изд. перераб. и доп.- М.: Машиностроение, 1990,- 384 с.

86. Лигум Т.И., Скрипченко С.Ю.,Шишмарев А.В. Аэродинамика самолета Ту-154Б.- М.:Транспорт, 1985.- 263 с.

87. Лигум Т.И. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов.- 3-е изд., пер. и доп.- М.: Транспорт, 1979- 319 с.

88. Проектирование самолетов: Учебник для вузов/ Егер С.М., Мишин В.Ф, Лисейцев Н.К. и др. Под редакцией Егера С.М. - 3-е издание, пер. и доп. М.: Машиностроение, 1983.- 616 с.

89. Блохин А.А., Годунов Ф.Е., Матус А.И., Смирнов Г.С. Методика определения массы пассажирского оборудования и элементов интерьера магистрального самолета на начальной стадии проектирования// Авиационная промышленность.-1984.-N 5.-С.9-12.

90. Котерев В.А., Волков В.В., Царев В.А. Результаты исследований и проблемы развития топливной и масляной систем силовых установок воздушных судов// Техника воздушного флота.- N 5-6, 1991.

91. Летные исследования авиадвигателей и силовых установок летательных аппаратов.- / Дедеш В.Т.,Ситников А.П., Данковцев Н.А., Воробьбев В.И.// "Летные исследования и испытания".Фрагменты истории и современное состояние: Научно-технический сборник.- М.: Машиностроение, 1993.- 496 с.

92. Справочник по зарубежным военным и гражданским самолетам и вертолетам.(по материалам иностранной печати). М.: ОНТИ ЦАГИ, 1985.- 93. Справочник по зарубежным гражданским и военно-транспортным самолетам. М.: ЦАГИ, Бюро научной информации, 1965.-199 с.

94. Федоров Л.П. Определение аэродинамических возможностей самолета для обеспечения максимальных значений дальности и продолжительности крейсерского полета на различных высотах// Техника воздушного флота.-1991.N2. С.46 - 95. Кузнецов Н.Д. и др. Газодинамический комплекс для создания конкурентоспособного ГТД// Техника воздушного флота. N 1. 1991.- С.1-12.

96. Исследование состояния рабочего процесса 60-ти авиационных ГТД./ Под ред. проф. В.Г.Маслова, Куйбышев, 1986.

97. Богомолов Е.Н. Рабочие процессы в охлаждаемых турбинах газотурбинных двигателей с перфорированными лопатками.- М.: Машиностроение, 1987.- 160 с.

98. Силовые установки на базе перспективного газогенератора "77"/ АО "РКБМ", Рыбинск, 1994.

99. Проектный расчет основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД: Учебное пособие/ В.С.Кузьмичев, А.А.Трофимов; Куйбышев, КуАИ, 1990г. - 72 с.

100. Андреев С.П., Дружинин Л.Н., Цховребов М.М. Связь конструктивных параметров турбовентилятора с конфигурацией гондолы ТРДД и ее сопротивлением// Изв. вузов. Авиационная техника.-1989.-N 1.-С.104-105.

101. Нечаев П.А., Пригожин А.В. Унификация авиадвигателей: (Техникоэкономическое обоснование)/ Под редакцией Саркисяна С.А.- М.: Транспорт, 1990.- 176 с.

102. Шепель В.Т.,Пономарев В.А. Пути и методы повышения эффективности авиационных ГТД. Учебное пособие, Ярославль, ЯПИ, 1985. - 88 с.

103. Морозов А.А.,Ждановский А.В.Никонова И.А.,Сте-панов С.Г.,Ткачук Н.Я. Моделирование стоимости жизненного цикла авиационных ГТД: Труды/ ЦИАМ.- N 934, C. 5- 104. Inflation Indices and Outlay Profile Factors. Department of Defense;

March, 1996.

105. Смирнов Н.Н. Техническое обслуживание и ремонт авиационной техники по состоянию. "Воздушный транспорт", том 11 ("Итоги науки и техники", ВИНИТИ АН СССР), М.: 1983. 168 с.

106. Смирнов Н.Н., Ицкович А.А. Обслуживание и ремонт авиационной техники по состоянию. - 2-е изд., пер. и доп. - М.: Транспорт. 1987г. - 272 с.

107. Техническая эксплуатация летательных аппаратов: Учебник для вузов/ Смирнов Н.Н., Владимиров Н.И., Чернено Ж.С. и др.; Под редакцией Смирнова Н.Н.- М.: Транспорт, 1990.- 423 с.

108. Алексеев К.П. Надежность и технико-экономические характеристики авиационных двигателей. - М.: Транспорт, 1980. - 103 с.

109. Анцелиович Л.Л. Надежность,безопасность и живучесть самолета:

Учебник для студентов вузов, обучающихся по специальности "Самолетостроение".- М.: Машиностроение, 1985.- 296 с.

110. Зубков Б.В., Минаев Е.Р. Основы безопасности полетов:Учебное пособие для средних специальных учебных заведений.- М.: Транспорт, 1987,- 111. Исследование операций в гражданской авиации./ Голубев И.С., Сапог Р.В.,Логинов Е.П., Пинаев Е.Г.- М.: Транспорт, 1980.

112. Оценка возможности разработки транспортных самолетов с учетом требований военного и гражданского применения// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1979, N 18.

113. Никонова И.А., Шепель В.Т. Технико-экономическая эффективность авиационных ГТД в эксплуатации. - М.: Машиностроение, 1989.- 200 с.

114. Морозов А.А., Никонова И.А., Иджиян Г.Г. Принципы построения имитационной модели процесса эксплуатации ГТД модульной конструкции:

Сб.// Вопросы экономики создания, производства и эксплуатации авиационных ГТД.-Вып. 4, 1986.-С.4-17. (Труды ЦИАМ.-N 1153) 115. Никонова И.А., Пономарев В.А., Иджиян Г.Г. Разработка обобщенных моделей прогнозирования объектов производства и ремонта авиадвигателей// Труды ГосНИИ ГА, Вып. 248. - 1986.- С. 131 - 143.

116. Локштанов Е.А., Морозов А.А., Чернышев С.А. Модели потоков замен двигателей на самолетах и их приложения// Труды ЦИАМ. 1984. - №1117. с.

117. Алексеев К.П. Влияние условий эксплуатации на техникоэкономические характеристики авиационных двигателей. - М.: Транспорт, 1983. - 94 с.

118. Экономическая эффективность эксплуатации двигателей семейства НК-8 по техническому состоянию. Витер П.А., Мухин А.А., Морозов А.А., Никонова И.А.// Труды ЦИАМ. 1981.- №934.- С.32-43.

119. Чернышев С.А. Аналитические методы оценки влияния ресурса и безотказности двигателей на объем их выпуска и ремонта// Труды ЦИАМ.- N 1247.- C.29-42.

120. Акимов В.М., Старик Д.Э.,Морозов А.А. Экономическая эффективность повышения ресурса и надежности ГТД.- М.: Машиностроение, 1972.- 121. Косточкин В.В. Надежность авиационных двигателей и силовых установок: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. -2-е издание, пер. и доп.- М.: Машиностроение, 1988,- 277 с.

122. Морозов А.А., Никонова И.А. Технико-экономические методы повышения эффективности эксплуатации авиационных ГТД.- М.: Машиностроение,1983.- 253 с.

123. Вопросы стимулирования и взаимных гарантийных обязательств при эксплуатации двигателей по техническому состоянию/ П.А.Витер, В.Г.Казанский, Н.П.Красиль-ников, А.А.Морозов, А.В.Ждановский, И.А.Никонова, С.Г.Степанов, Ткачук Н.Я. // Труды ЦИАМ. 1981.- №934.- C.48Пономарев В.А., Шепель В.Т. К вопросу об эффективности применения технической эксплуатации авиационных ГТД по состоянию://Опыт применения и перспективы развития диагностики состояния авиадвигателей в эксплуатации// Труды ЦИАМ. 1984.- №1118.- C.39.

125. Ждановский А.В., Морозов А.А. Многомерная статистическая модель себестоимости серийного производства авиационного ГТД// Труды ЦИАМ. 1981.- №934.- C.78-82.

126. Ждановский А.В., Спивак И.Ф. Особенности формирования цен на авиационные двигатели в условиях мирового рынка и методы их прогнозирования: Сб.//Вопросы экономики создания производства и эксплуатации авиационных ГТД.- Вып. 2, 1983.- С. 24-35 (Труды ЦИАМ.- N 1039) 127. Кошкина Л.Ф. и др. Учет влияния преемственности ГТД при прогнозировании надежности// Труды ЦИАМ.- N 1030.-C.36-45.

128. Морозов А.А., Степанов С.Г., Крысова Н.М. Прогнозирование затрат на разработку авиационных ГТД на стадии планирования// Труды ЦИАМ.

1981.- №934.- C.56-65.

129. Степанов С.Г., Крысова Н.М. Преемственность разработок и ее влияние на объем работ при создании ГТД: Сб.// Вопросы экономики создания, производства и эксплуатации авиационных ГТД. - Вып. 3, 1983.-C.136-138.

(Труды ЦИАМ.- N 1069) 130. Формирование облика перспективных авиационных двигателей// Новости изарубежной науки и техники. Сер. Двигатели для авиации и космонавтики. - М.: ЦИАМ, 1992. - N 9 - 10. C.25-28.

131. Шейнин В.М. Тенденции развития гражданской авиационной техники.// Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетнокосмической науки и техники. - М.: Наука,1989, вып. 7.

132. Автоматизация мелкосерийного машиностроительного производства и качество продукции. / Адгамов Р.И., Белоног В.М., Блощицин Ю.Н. и др.

Под редакцией Адгамова Р.И.- М.: Машиностроение, 1983.- 280 с.

133. Акимов В.М. Основы надежности газотурбинных двигателей:

Уч.для студентов машиностроительных специальностей вузов. - М.: Машностроение, 1981.- 207 с.

134. Безопасность полетов летательных аппаратов: (Методические основы) / СтариковА.И., Зачеса В.Я., Зинковский Н.Н. и др. Под ред. Старикова А.И.- М.: Транспорт, 1988.- 159 с.

135. Голубев И.С. Эффективность воздушного транспорта.- М.: Транспорт, 1982.- 230 с.

136. Статистические данные зарубежных пассажирских самолетов.

ОНТИ ЦАГИ, Обзор 601, 1981.

137. Методы стоимостных и весовых оценок разрабатываемых ЛА// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1975, - N 138. Отчет о командировке группы советских специалистов на авиационно-космическую выставку в ФРГ, г. Ганновер. 5 - 12 мая 1988г.

139. Проблемы повышения экономичности эксплуатации транспортных самолетов// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1984, - N 140. Экономические и технические аспекты разработки, производства и эксплуатации новых гражданских самолетов// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1977, - N 141. Основные направления исследований в области авиации за рубежом// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1984, - N 142. Оптимизация параметров перспективного гражданского самолета для обеспечения минимума эксплуатационных расходов// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1979, - N 143. Гличев А.В. Экономическая эффективность технических систем.М.: Экономика, 1971.- 270 с.

144. Новожилов Г.В., Лещинер Д.В., Марков Г.Л., Егоров Ю.А. Пассажирский самолет-аэробус. Первый этап проектирования - вариант Ил-86 с двигателями Д-30КП-1:// Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. - М.: Наука, 1976.

145. Перспективы совершенствования силовых установок коммерческих самолетов ближайшего будущего. ВИНИТИ, Экспресс – информация, сер.

Авиастроение, № 47, 1985 г.

146. Киселев В., Калинина Л. Двенадцать глав из жизни П.С. Соловьева.Пермь, 1997.

147. Белянин П.Н. Производство широкофюзеляжных самолетов.- М.:

Машиностроение, 1979.

148. Методы оптимизации авиационных конструкций / Баничук Н.В. Бирюк В.И., Сейранян А.П. и др.- М.: Машиностроение, 1989.- 296 с.

149. Тенденции и перспективы уменьшения сопротивления дозвуковых транспортных самолетов// Техническая информация, ОНТИ ЦАГИ, 1989, - N