Разработка методики выбора оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла ультралегкого самолёта из гибридных композиционных материалов тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Найнг Лин Аунг

• Найнг Лин Аунг
• кандидат наук
• 2026

Оглавление диссертации кандидат наук Найнг Лин Аунг

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА. 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ ВЫБОРА КОНСТРУКТОРСКОГО РЕШЕНИЯ КРЫЛА СВЕРХЛЕГКОГО САМОЛЕТА

1.1 Классификация гражданских ультралегких самолётов

1.2 Основные требования, предъявляемые к крылу ультралегкого самолета

1.3 Типы конструктивно-силовых схем крыла

1.4 Виды слоистых композиционных материалов, применяемых для элементов конструкции крыла

1.5 Современные методы расчета напряженно-деформированного состояния и оптимизации крыла

1.6 Поэтапная оптимизация крыла

Выводы по главе

ГЛАВА. 2. ВЫБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ КРЫЛА И РАСЧЕТ НАГРУЗОК, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА КРЫЛО

2.1 Выбор оптимального профиля крыла ультралегкого самолета

2.2 Нагрузки, действующие на крыло ультралегкого самолета

2.2.1 Определение расчетных случаев нагружения в полете

2.2.2 Определение массово-инерционных нагрузок, действующих на крыло

2.3 Численное моделирование аэродинамических нагрузок, действующих на

крыло

Выводы по главе

ГЛАВА 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МАТЕРИАЛОВ НА ОСНОВЕ

ТЕОРЕТИЧЕСКИХ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

3.1 Теоретическое определение упругих характеристик композиционных материалов

Стр.

3.2 Виды образов для определения механических характеристик композиционных

материалов

3.3 Результаты экспериментального определения упругих характеристик

композиционных материалов

Выводы по главе

ГЛАВА 4. ОПТИМИЗАЦИЯ КОМПОЗИТНОГО КРЫЛА УЛЬТРАЛЕГКОГО САМОЛЕТА PIPISTREL VIRUS SW

4.1 Расчетные модели для расчета прочности и устойчивости композитного крыла

4.1.1 Выбор конфигурации силового набора лонжеронов и нервюр

4.1.2 Выбор конфигурации силового набора стрингеров

4.1.3 Оптимизация толщины силовых элементов и обшивки крыла

4.2 Оптимизация углов укладки композитных слоев

4.3 Оптимизация последовательности гибридных слоев

4.4 Оптимизация параметров узла соединения лонжеронов крыла с фюзеляжем

Выводы по главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

АП Авиационные правила

КСС Конструктивно-силовая схема

КМ Композиционный материал

ЛА Летательный аппарат

МКЭ Метод конечных элементов

НДС Напряженно-деформированное состояние

НЛГ Нормы лётной годности

ПКМ Полимерный композиционный материал

ГПКМ Гибридные полимерные композиционные материалы

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования. В настоящее время перед разработчиками самолетов республики Мьянма поставлена задача создания ультралегкого самолета с взлетной массой 600 кг. Данный тип самолетов предназначен для нужд сельского хозяйства, мониторинга окружающей среды, подготовки пилотов и для туризма.

Сравнение существующих самолетов данного класса показывает, что при одинаковой максимальной взлётной массе в 600 кг полезная нагрузка для разных моделей может различается на величину до 20%. Значительная часть массы самолета ультралегкого класса, более 30%, приходится на его крыло. Снижение массы крыла и, как следствие, увеличение доли полезной нагрузки, возможно за счет оптимизации его конструктивно-силовой схемы, а также рационального выбора композиционных, в том числе гибридных материалов. В качестве варьируемых параметров следует рассматривать геометрические характеристики компоновки конструктивно-силовой схемы крыла, толщины силовых элементов каркаса и обшивки, а также структурные параметры композиционных материалов такие как углы укладки композитных слоев, состав и последовательность расположения слоев в гибридном композите.

Учитывая эти обстоятельства, можно заключить, что разработка методики выбора оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла ультралегкого самолета из гибридных композиционных материалов на основе современных методов расчёта прочности и устойчивости является актуальной темой диссертационного исследования.

Степень разработанности темы исследования. В настоящее время активно ведутся исследования, направленные на разработку методик выбора оптимальных конструктивно-силовых схем для крыла самолёта, в том числе с широким использованием композиционных материалов. В работах Михайловского К. В. и Барановского С. В. [41-44, 94] предложен подход, основанный на параметрической оптимизации, для выбора рациональной конструктивно-силовой схемы крыла

самолёта из полимерных композиционных материалов. Исследования Митрофанова О. В., Шкурина М. В., Дудченко А. А., Больших А. А. и Ерёмина В. П. [124, 147, 155, 166] посвящены актуальным вопросам расчёта прочности, устойчивости и оптимизации элементов композитных конструкций крыла с применением геометрически нелинейного анализа.

В работах Резника С. В., Просунцова П. В., Агеевы Т. Г., Ашихмины Е. Р. [38, 39, 157], а также Муйземнека А. Ю., Ивановы Т. Н. и Карташовы Е. Д. [101, 146] рассмотрено применение метода конечных элементов для прогнозирования физико-механических характеристик композиционных материалов, проведено сопоставление экспериментальных данных с результатами, полученными на основе модели правила смесей, модели Халпина Цая и модели Чамиса.

В работах Spyridon K., Florian D., Abdelkader B. и Jerzy Z. [50, 51, 54, 58, 71], а также Sinchai Chinvorarat [40, 164] и Mongkol Thianwiboon [160] рассматриваются методы многокритериальной оптимизации гибридных композитных конструкций с использованием метода конечных элементов для определения напряженно-деформированногосостояния. Показано, что применение оптимизационных подходов позволяет существенно снизить массу и стоимость конструкции при сохранении требуемых прочностных характеристик.

Несмотря на значительные достижения в данной области, вопросы прочности, устойчивости и оптимизации крыла самолетов ультралегкого класса остаются еще недостаточно изученными, что свидетельствует об актуальности предлагаемой темы исследований.

Целью диссертационной работы является повышения полезной нагрузки самолета ультралегкого класса за счет минимизации веса крыла путем структурной оптимизации конструктивных элементов и рационального выбора материалов, обеспечивающих выполнение основных технических требованиям к крылу.

Для достижения поставленной цеди исследований необходимо решить следующие основные задачи диссертационной работы:

1. Провести выбор оптимального аэродинамического профиля крыла обеспечивающего максимальную подъемную силу и определить действующие на крыло нагрузки.

2. Провести расчетно-экспериментальные исследования для определения упругих характеристик композиционных материалов, которые используются в расчетных моделях для определения напряженно-деформированного состояния (НДС) и устойчивости крыла.

3. Проанализировать влияние конструктивных параметров и упругих характеристик композиционных материалов на прочность, жесткость и устойчивость крыла самолета при нагружении эксплуатационными нагрузками.

4. Разработать методику выбора оптимальных конструктивных параметров силовых элементов и обшивки крыла из гибридных композиционных материалов.

5. Определить геометрические параметры узла соединения лонжеронов крыла с фюзеляжем.

Объектом исследования является прямое крыло ультралёгкого гражданского самолёта Pipistrel Virus SW 121 с размахом 10,71 м, несимметричным аэродинамическим профилем и средней аэродинамической хордой 0,898 м.

Предметом исследования является изучения влияния структурных параметров слоистого композита и конструктивных параметров силового каркаса и обшивки на весовые характеристики крыла ультралегкого гражданского самолёта.

Методология исследования включает:

1. методы расчетов напряженно-деформированного состояния и устойчивости конструкций из композиционных материалов, которые позволяют учитывать структуру и углы укладки слоев композита, а также геометрически нелинейный характер деформации крыла ультралегкого самолета, обусловленный большими перемещениями,

2. методы усреднения упругих характеристик слоистых композитов, подтвержденных результатами экспериментальных исследований,

3. методы многокритериальной оптимизации для обоснованного выбора основных конструктивных и структурных параметров, а также материалов для крыла самолета, удовлетворяющих нескольким конкурирующим критериям.

Научная новизна работы:

1. Разработана методика выбора параметров конструктивно-силовой схемы крыла ультралегкого самолета на основе подхода, включающего поэтапное определение оптимальных геометрических параметров силового каркаса, геометрических характеристик силовых элементов, схем укладки и состава гибридных композиционных слоев, а также рационального выбора материалов.

2. Для каждого этапа оптимизации сформулированы критерии, определены параметры и ограничения, обеспечивающие повышение эффективности сложной композитной конструкции, включая снижение её веса.

3. По результатам экспериментальных исследований определены модели усреднения упругих характеристик для рассматриваемых видов композиционных материалов, для построения расчетных моделей напряженно-деформированного состояния и устойчивости крыла ультралегкого самолета.

4. Впервые предложен подход к оптимизации конструктивно-силовой схемы крыла и структуры гибридных композиционных материалов с использованием конкурирующих критериев веса, прочности, жесткости и стоимости используемых материалов.

Практическая значимость:

1. Выполнен обоснованный выбор аэродинамического профиля крыла ультралегкого самолета, обеспечивающего максимальную дальность полета.

2. Определена рациональная конструктивно-силовая схема крыла с использованием гибридных композиционных материалов, что обеспечило снижение массы крыла на 17%, а также уменьшение стоимости материалов на 78% по сравнению прототипом.

3. Предложенный подход и методика выбора параметров конструктивно -силовой схемы крыла могут быть применены при прочностном проектировании элементов композитных конструкций различного назначения.

Рекомендации по внедрению: Результаты диссертационной работы могут быть использованы при выборе параметров конструктивно-силовой схемы крыла ультралегких самолетов из ГПКМ в авиакомпании «Pipistrel Aircraft», а также в рамках курсов по композиционным материалам и в гражданской авиации Республики Союз Мьянма.

Основные положения диссертации, выносимые на защиту.

1. Методика рационального выбора материалов, конструктивных и структурных параметров крыла ультралёгкого самолёта из гибридных композиционных материалов.

2. Результаты оптимизации конструктивно-силовой схемы крыла и структурных параметров композиционных материалов силовых элементов и обшивки для самолета Pipistrel Virus SW

3. Результаты определения усредненных упругих характеристик композиционных материалов на основе экспериментальных исследований теоретических расчетов.

4. Результаты расчетов напряженно-деформированного состояния и устойчивости крыла на основе геометрически нелинейного анализа с учетом больших перемещений.

Степень достоверности результатов работы подтверждается использованием фундаментальных законов механики композиционных материалов и аэродинамики, при этом результаты с требуемой точностью совпали с аналитическими решениями, экспериментальными данными испытаний образцов из углепластика и стеклопластика, а также с результатами, представленными другими авторами.

Личный вклад. Соискателем разработана методика выбора параметров рациональной конструктивно-силовой схемы крыла из гибридных композиционных материалов; выполнен анализ нагрузок, действующих на крыло, с учётом требований норм лётной годности для сверхлёгких самолётов; определены модели осреднения упругих характеристик композиционных материалов на основе сопоставления теоретических расчётов с

экспериментальными данными; проведён анализ напряжённо-деформированного состояния и устойчивости крыла для обоснования оптимальных конструктивных параметров. Все представленные результаты и выводы получены лично автором.

Апробация работы. Ключевые положения и результаты, полученные в ходе выполнения диссертационной работы, докладывались и обсуждались на ряде научно-технических мероприятий, включая: XLIV, XLV, XLVIII Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства «Королевские чтения» (г. Москва, 2020, 2021, 2024); Международная научно-техническая конференция «Современные направления и перспективы развития технологий обработки и оборудования в машиностроении» (ICMTMTE) (г. Севастополь, 2019, 2020, 2021).

Публикации. По тематике диссертационной работы опубликовано 14 научных работ, 4 из которых опубликовано в изданиях, входящих в перечень ВАК РФ для специальности 2.5.14. Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов, 5 из которых опубликовано в изданиях, входящих в перечень Scopus, 5 работ опубликованы в изданиях, входящих в ядро РИНЦ.

Структура и объем диссертации. Диссертационная работа состоит из введения, четырёх глав, выводов к каждой главе, заключения и списка литературы (166 наименования). Работа представлена на 132 страницах основного текста, включающего 45 рисунков, 27 таблиц.

Во введении обосновывается актуальность темы исследования, формулируются цель и задачи работы, показаны научная новизна и практическая значимость полученных результатов, а также представлена информация об их апробации.

Первая глава посвящена обзору вариантов конструкций крыла самолетов сверхлегкого класса, методов оптимизации, используемых при выборе конструктивно-силовых схем крыла. Представлен предлагаемый подход выбора оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла для ультралегкого самолета.

Во второй главе проведен выбор оптимального аэродинамического профиля и анализ нагрузок, действующих на крыло ультралегкого самолета.

В третьей главе проведено определение методов усреднения упругих характеристик слоистого композита, армированного тканью саржевого плетения на основе расчетных и экспериментальных исследований.

В четвёртой главе определены оптимальные количества лонжеронов, нервюр и их расположение, формы стрингеров и ширина полки нервюр, последовательность и углы укладки композитных гибридных слоев для лонжеронов, нервюр и обшивки крыла ультралегкого самолета. А также геометрические параметры узла соединения крыла с фюзеляжем.

В заключении представлены основные результаты научно-квалификационной работы.

ГЛАВА. 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ ВЫБОРА КОНСТРУКТОРСКОГО РЕШЕНИЯ КРЫЛА СВЕРХЛЕГКОГО

САМОЛЕТА

1.1 Классификация гражданских ультралегких самолётов

Гражданские ультралегкие самолёты классифицируются по различным параметрам, включая максимальную взлётную массу, грузоподъёмность, дальность полёта и назначение. Они могут использоваться для учебных, спортивных, туристических и патрульных целей. К ультралегким самолетам относятся как одноместные, так и двухместные модели, обладающие высокой маневренностью и низкими эксплуатационными расходами. Классификация гражданских ультралегких самолетов может быть разделена на несколько категорий: одноместные, двухместные и многоместные модели.

Одноместные ультралегкие самолеты, как правило, предназначены для спортивных полетов и индивидуального использования. Двухместные самолеты используются в учебных целях, а также для личного и делового применения. Многоместные ультралегкие самолеты способны перевозить небольшие группы пассажиров, выполняя частные и коммерческие рейсы. В зависимости от конструкции ультралегкие самолеты могут быть выполнены по различным схемам, включая монопланы, бипланы и самолеты с толкающим или тянущим винтом. Большинство современных ультралегких самолетов проектируется с жестким крылом для обеспечения высокой аэродинамической эффективности и увеличения дальности полета.

Они оснащаются бензиновыми, дизельными или электрическими двигателями, в зависимости от требований к экономичности и экологичности эксплуатации. Основные параметры, которые определяют классификацию ультралегких самолетов, включают взлетную массу, полезную нагрузку, крейсерскую скорость, продолжительность полета и максимальную высоту [1]. В Таблице 1 представлены характеристики гражданских легких самолетов.

Таблица

Классификация гражданских ультралегких самолётов

Название mo (кг) тп.н (кг) ^^ах. (m) mk (кг) Скорость, км/ч Страна

Evektor Eurostar SL 600 292 8,15 288 270 Чехия

F-32 «Ястреб» 600 220 10,8 390 230 Россия

Авантаж А-27 600 250 10,12 350 180 Россия

Аэропракт A-22 450 190 10,1 306 210 Украина

Pipistrel Virus SW 121 600 240 10,7 349 302 Словения

Примечание: т0 - максимальная масса, тпн - масса полезной нагрузки, тк - масса конструкции, Lpах - Размах крыла, t - продолжительность полета

Легкий спортивный самолет Evektor Eurostar SL (Рисунок 1.1), предназначенный для обучения, рекреационных полетов и частного использования. Разработанный чешской компанией Evektor-Aerotechnik, он получил широкое признание благодаря аэродинамической эффективности, простоте управления и экономичности.

Самолет представляет собой цельнометаллический низкоплан с трехопорным шасси. Крыло включает однолонжеронную конструкцию с интегрированными топливными баками, оптимизированными для аэродинамической эффективности. Основной материал конструкции -алюминиевый сплав, обеспечивающий баланс между прочностью и снижением массы. Основной лонжерон, выполненный из высокопрочного алюминиевого сплава, обладает высокой устойчивостью к изгибу при минимальной массе. Обшивка крыла, закрепленная клепками и структурными клеями, снижает усталостные напряжения и повышает долговечность конструкции [2]. Полумонококовый фюзеляж повышает долговечность при сохранении легкости.

Evektor Eurostar SL оснащен двигателем Rotax 912 ULS мощностью 100 л.с., обеспечивающим крейсерскую скорость около 200 км/ч при среднем расходе

топлива 15 л/ч. Максимальная взлетная масса составляет 600 кг, что соответствует европейским нормативам CS-LSA. Запас хода достигает 1000 км, а скорость сваливания с выпущенными закрылками — около 65 км/ч.

Рисунок 1.1. Легкий спортивный самолет Evektor Еш^аг SL [3] Б-32 «Ястреб» (Рисунок 1.2) — это легкий двухместный многоцелевой самолет, разработанный российской компанией АэроСамара. Соответствующий требованиям нормы летной годности очень легких самолетов НЛГ ОЛС, он совершил первый полет в 2003 году. Основная конструкция самолета выполнена из композитных материалов, что обеспечивает малый вес и высокую аэродинамическую эффективность. Исследования АэроСамара и независимых авиационных аналитиков подтверждают преимущества композитов, включая коррозионную стойкость, снижение массы и улучшенную топливную экономичность. Конструкция крыла включает основной лонжерон, нервюры и внешнюю обшивку, выполненные из современных композитов. Укрепленный углеродным волокном лонжерон обеспечивает оптимальное соотношение прочности и веса, а гладкая композитная обшивка снижает аэродинамическое сопротивление [4].

Рисунок 1.2. Легкий двухместный многоцелевой самолет F-32 «Ястреб» [5] Проектирование F-32 «Ястреб» в соответствии с нормами НЛГ ОЛС обусловило строгие требования к безопасности и летным характеристикам. Самолет предназначен для различных задач, включая подготовку пилотов,

рекреационные полеты и воздушное наблюдение. Анализ авиационного рынка (Кузнецов, 2012) демонстрирует рост интереса к легким воздушным судам, особенно в регионах с развивающейся авиационной инфраструктурой. Доступность, простота обслуживания и экономичность делают F-32 привлекательным для летных школ и частных владельцев.

Сверхлегкий спортивный самолет Аэропракт-22 (Рисунок 1.3), разработанный украинской авиастроительной компанией Аэропракт. Он предназначен для летной подготовки, рекреационных полетов и частного использования, сочетая доступность, простоту эксплуатации и высокий уровень безопасности. Благодаря высокорасположенному крылу, отличной обзорности и стабильным летным характеристикам самолет получил широкое признание по всему миру. Аэропракт-22 представляет собой двухместный высокоплан с трехопорным шасси. Его конструкция ориентирована на малый вес при сохранении прочности. Основными материалами являются алюминиевые сплавы, обеспечивающие оптимальное соотношение массы и прочности, а в не несущих элементах, таких как капот двигателя и обтекатели, используются композитные материалы для снижения веса.

Рисунок 1.3. Сверхлегкий спортивный самолет Аэропракт-22 [6] Фюзеляж выполнен по схеме полумонокок, что повышает его прочность и равномерное распределение нагрузок. Высокое расположение крыла обеспечивает отличную обзорность, что делает Аэропракт-22 удобным для обучения, наблюдательных и аэрофотосъемочных задач. Прямоугольная форма крыла способствует хорошей управляемости на малых скоростях и снижает риск сваливания. Конструкция крыла включает основной лонжерон и вспомогательные нервюры, перераспределяющие аэродинамические нагрузки. Лонжерон выполнен из высокопрочных алюминиевых сплавов, что обеспечивает устойчивость к

усталостным нагрузкам. Заклепанная алюминиевая обшивка крыла оптимизирует баланс между жесткостью и аэродинамической эффективностью, а усиленная передняя кромка защищает от внешних воздействий [7].

Сверхлегкий двухместный многоцелевой самолет Авантаж А-27 (Рисунок 1.4), предназначенный для выполнения учебных, патрульных, подгтовки полетов и рекреационной авиации. Разработанный с упором на экономичность и надежность, А-27 привлекает внимание благодаря высокой аэродинамической эффективности, прочной композитной конструкции и универсальности эксплуатации. Самолет имеет высокорасположенное крыло с опорными стойками, что обеспечивает отличную обзорность, улучшенные характеристики при коротких взлетах и посадках, а также устойчивость на земле благодаря трехопорному шасси с управляемым носовым колесом.

Рисунок 1.4. Легкий двухместный самолет Авантаж А-27 [8] Крыло включает трёхслойные обшивки, пенопластовые нервюр, заднюю стенку и основной лонжерон с армированными стеклопластиками и трехслойными стенками, обеспечивая легкость управления и устойчивость конструкции. Фюзеляж выполнен по технологии композитного монокока с трехслойными пластиковыми панелями, что позволяет безопасно эксплуатировать самолет на высотах до 4000 м и на различных типах взлетно-посадочных режимах [9].

Pipistrel Virus SW 121 (Рисунок 1.5), это ультралегкий двухместный самолёт, обладающий выдающимися аэродинамическими характеристиками, высокой топливной экономичностью и значительной крейсерской скоростью. Благодаря применению современных композитных материалов, его конструкция отличается малым весом и высокой прочностью, что обеспечивает отличное соотношение

массы и полезной нагрузки. Virus SW оснащён экономичным поршневым двигателем Rotax 912, который позволяет достигать крейсерской скорости до 273 км/ч при низком расходе топлива. Дальность полёта составляет более 1300 км, что делает его подходящим для дальних перелетов и тренировочных задач. Таким образом, Pipistrel Virus SW 121 представляет собой один из наиболее передовых ультралегких самолётов, отвечающих современным требованиям к эффективности, безопасности и топливной экономичности. Он активно используется в учебных центрах, спортивной авиации и частных перелетах, предоставляя пилотам высокую надёжность и удобство в эксплуатации. Основные лётно-технические характеристики самолета Pipistrel Virus SW 121 приведены в Таблице 2 [10].

Таблица

Геометрические характеристики Pipistrel Virus SW

Характеристики Значение

Геометрические характеристики

Длина фюзеляжа, 6,5 м

Размах крыла, 10,71 м

Площадь крыла, 9,51 м2

Удлинение крыла 11,3 м

Средний аэродинамический хорд, м 0,898 м

Высота самолета, 1,85 м

Массовые характеристики

Мак. взлетная масса, 600 кг

Мак. масса нулевого топлива 555кг

Экипаж, 2 чел.

Ёмкость топливных баков 2 x 50 Литров

Масса конструкции, 349 кг

Полезная нагрузка 240 кг

Масса крыла, (2 части) 122 кг

18 Таблица 2 (Продолжение).

Летные характеристики

Максимальная скорость, 302 км/ч

Скорость сваливания с закрылками 74 км/ч

Скорость сваливания без закрылков 84 км/ч

Крейсерская скорость, 275 км/ч

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка методики выбора оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла ультралегкого самолёта из гибридных композиционных материалов»

Дальность 1415 км

Автономность 5,3 ч

Расход топлива при горизонтальном полёте 17.8 л/ч

Практический потолок, 5500 км

Топливо, 2х50 л

Силовая установка ЯОТАХ 912 иЪБ

На Рисунке 1.5 показан типичный Pipistrel Virus с жестким крылом, который используется на гражданских платформах [11]. Фюзеляж имеет монококовую конструкцию и крыло имеет однолонжеронную схему, изготовленную из углеродного волокна различных типов и плетений, сотовых наполнителей и металлических вставок в местах точечных нагрузок.

Рисунок 1.5. Общий вид Pipistrel Virus SW 121 Pipistrel Virus SW 121 использует более высокую мощность, обеспечиваемую двигателем ROTAX 912 ULS, для достижения большей массы, значительно увеличивая полезную нагрузку и запас топлива и расширяя диапазон полета.

1.2 Основные требования, предъявляемые к крылу ультралегкого самолета

Крыло ультралегкого самолета круизного класса играет ключевую роль в обеспечении его аэродинамических характеристик, топливной эффективности и общей летной безопасности. Оно должно обладать высокой подъемной силой при минимальном аэродинамическом сопротивлении, чтобы обеспечить экономичный и устойчивый полет на крейсерской скорости. Высокая аэродинамическая эффективность позволяет самолету преодолевать большие расстояния при низком расходе топлива, что является критически важным фактором для данного класса воздушных судов.

Конструкция крыла ультралегкого самолета требует применения современных легких и прочных материалов. Использование композитных материалов, таких как углеродное волокно и стеклопластик, позволяет снизить массу самолета без ущерба для прочности. Это способствует увеличению полезной нагрузки и дальности полета. Кроме того, композитные материалы обладают высокой коррозионной стойкостью, что значительно продлевает срок службы крыла и снижает затраты на техническое обслуживание.

К основным требованиям крыла относятся требования по прочности и жесткости так как оно должно выдерживать значительные нагрузки, возникающие при турбулентности, взлете и посадке. Высокая жесткость конструкции обеспечивает стабильность и управляемость самолета в различных режимах полета, особенно при выполнении сложных маневров. Кроме того, крыло должно обеспечивать устойчивый и контролируемый полет на малых скоростях, что критично для безопасного взлета и посадки.

Для улучшения летных характеристик крыла применяются различные аэродинамические элементы, такие как закрылки и предкрылки. Они помогают увеличить подъемную силу и улучшают управляемость, особенно при взлете и посадке. Оптимизированная форма профиля крыла снижает лобовое сопротивление, что дополнительно повышает топливную экономичность и продлевает дальность полета. Аэродинамические усовершенствования позволяют

минимизировать потери энергии и способствуют снижению эксплуатационных затрат.

Одним из важнейших требований при разработке крыла является его стоимость. Производственные затраты на изготовление крыла и стоимость материалов должны быть минимизированы, чтобы обеспечить конкурентоспособность самолета на рынке. Использование доступных и современных материалов, а также внедрение автоматизированных технологий производства позволяет снизить стоимость изготовления, сохраняя при этом высокое качество и прочность конструкции. Кроме того, снижение стоимости обслуживания и ремонта крыла за счет применения долговечных материалов играет ключевую роль в экономической эффективности эксплуатации самолета. Разработка крыла с учетом производственных затрат и доступности материалов позволяет существенно уменьшить конечную стоимость воздушного судна, делая его более привлекательным для покупателей.

Таким образом, крыло ультралегкого самолета круизного класса должно соответствовать ряду строгих требований. Оно должно быть легким, прочным, аэродинамически эффективным, экономически целесообразным и способствовать безопасному и экономичному полету. Благодаря современным технологиям и материалам удается создавать конструкции, обеспечивающие высокую производительность и надежность, что делает такие самолеты востребованными в различных сферах гражданской авиации [12].

Сверхлегкие самолеты могут быть спроектированы в конфигурациях, аналогичных большим пассажирским самолетам, поскольку отсутствует необходимость в оптимизации кабины для комфорта пассажиров. Безопасность полетов также является важным требованием, что обуславливает повышенное внимание разработчиков к экспериментальным исследованиям. Эти факторы привели к значительному разнообразию конфигураций планеров таких самолетов.

Пилотируемые аппараты одного и того же типа обычно имеют схожие физические компоненты. Сверхлегкий самолет эксплуатируется аналогично обычному летательному аппарату, а его проектные решения основываются на

фундаментальных принципах авиационного проектирования, включая нормы Авиационных Правил, Часть ОЛС (АП- ОЛС) " Нормы летной годности очень легких самолетов ", руководства по проектированию конструкций, научные статьи и специализированные книги. Для разработки методики оптимизации гибридного композитного крыла самолета необходимо учитывать ключевые критерии, применяемые при проектировании легких самолетов, которые зависят от эксплуатационных особенностей, таких как продолжительность полета, масса, стоимость и требования к прочности [13, 14].

Ключевые проектные критерии: Одним из главных факторов проектирования является баланс между массой конструкции и полезной нагрузкой. Это соотношение определяет эффективность выполнения миссий, включая транспортировку оборудования. Легкость конструкции играет ключевую роль в повышении энергоэффективности и увеличении продолжительности автономных миссий. Экономические аспекты также важны: высокая стоимость материалов и сборки должна быть оправдана, а самолет требует строгой экономической оптимизации [15].

Прочностные требования включают обеспечение надежности конструкции при использовании легких материалов. Особое внимание уделяется прогибу крыла и его структурной надежности. В пассажирских самолетах допустимые перемещения крыла ограничены уровнем комфорта пассажиров, тогда как в ультралегких самолетах допускаются более значительные прогибы, если они не ухудшают аэродинамические характеристики и не снижают долговечность конструкции [16, 17].

Низкоскоростные характеристики являются важным аспектом для сверхлегких самолетов, таких как Pipistrel Virus SW 121, выполняющих миссии на малых высотах. Для обеспечения стабильности и управляемости на таких скоростях необходимо оптимизировать аэродинамические характеристики крыла. Выбор аэродинамического профиля направлен на снижение сопротивления, что увеличивает эффективность полета и дальность. Оптимизация всех этих факторов способствует созданию крыла, соответствующего современным требованиям

эксплуатации. Конструкция крыла должна удовлетворять всем конструктивным требованиям, включая способность выдерживать коэффициент перегрузки при маневрировании от -2 до 4, при этом перемещение крыла должно быть менее 5% от половины размаха [18, 19]. Также важным требованием является соответствие крыла нормам по массе и стоимости изготовления.

Основными ограничениями при проектировании крыла являются напряжения и устойчивость конструкции. Потеря устойчивости - это статическая неустойчивость, вызванная сжимающими и сдвигающими силами. Нормальные напряжения в каждой точке конструкции должны быть ниже предела текучести материала. Для оптимизации конструкции крыла необходимо следить за тем, чтобы толщина обшивки, лонжеронов и нервюр не уменьшалась до критического значения, при котором материал перестает выдерживать нагрузку [20].

Для определения распределения напряжений используются программные комплексы ANSYS и FEMAP с Nx Nastran. Основными причинами внезапного выхода из строя конструкции являются разрушение материала и потеря устойчивости. Потеря устойчивости зависит от жесткости конструкции, а не только от прочности материала. Во время перегрузки 4 и маневра с перегрузкой -2 верхняя и нижняя обшивки крыла подвергаются высоким сжимающим нагрузкам и могут быть подвержены локальному прогибу. Для анализа устойчивости конструкции проводятся линейные и нелинейные расчеты [21, 22].

1.3 Типы конструктивно-силовых схем крыла

Конструкция крыла может иметь несколько типичных форм: балочную, моноблочную и гибридную. Количество, форма, размер и материал несущих поверхностей влияют на летно-технические характеристики. Разработанные NACA базовые формы крыльев стали первым выбором для крупнейших производителей авиационной техники. Цель проектирования крыла заключается в создании конструкции с наименьшим весом, которая бы удовлетворяла требованиям прочности, жесткости и долговечности. Расположение крыла определяется, в

первую очередь, условиями эксплуатации. Существуют два основных варианта расположения крыла: высокорасположенное крыло и среднерасположенное крыло В конфигурации с высокорасположенным крылом одно из преимуществ заключается в том, что фюзеляж остается близким к земле, что делает такую конструкцию популярной для грузовых самолетов. Кессон крыла также остается надежным в этой конфигурации. Для самолетов, предназначенных для короткой посадки, высокорасположенное крыло также предпочтительно. Оно может обеспечивать закрылки, создающие большую подъемную силу [23]. Основным недостатком конфигурации самолёта с высокорасположенным крылом является увеличение массы конструкции, обусловленное размещением шасси на фюзеляже.

Среднерасположенное крыло также обеспечивает хорошую маневренность, что делает его популярным для военных самолетов. Однако такая конфигурация также создает определенные конструктивные сложности. Самолеты с крылом среднего расположения, как правило, требуют более высокого крутящего момента по сравнению с самолетами с высокорасположенным крылом. Они также обладают меньшим лобовым сопротивлением, что делает их предпочтительными как для военного, так и для гражданского использования.

После определения общей схемы расположения крыла обычно разрабатываются типы конструктивных элементов и положение в объеме крыла основных силовых элементов [24].

Лонжеронное крыло. Крыло обычно состоит из обшивки и силовых элементов: лонжеронов и нервюр. Обшивка образует внешнюю поверхность крыла, на которую воздействуют аэродинамические силы. Она должна обладать достаточной жесткостью на изгиб. Обшивка воспринимает аэродинамические силы и передает их на лонжероны, нервюры и стрингеры. В результате в ней возникают нормальные и касательные напряжения. Лонжероны, состоящие из полок и стенок, воспринимают воздействие сдвиговые и изгибающих нагрузок. При этом полки воспринимают в основном сдвиговые нагрузки, а лонжероны - изгибные. Функция нервюры крыла заключается в формировании профиля крыла и подкреплении обшивки, сопротивляясь аэродинамическим нагрузкам, что помогает сохранять

аэродинамическую форму крыла. Преимущество лонжеронного крыла заключается в простоте конструкции, при этом отверстия в обшивке почти не влияют на ее изгибающую способность. Однако у этого типа крыла есть и недостатки: обшивка не может полностью выполнять функцию изгиба, она теряет устойчивость, выпучивается, и влияет на качество воздушного потока [25].

Моноблочное крыло: Этот тип крыла характеризуется наличием набора стрингеров и большой толщиной обшивки. Площадь поперечного сечения лонжерона обычно небольшая, иногда используется только продольная стенка. Преимущество моноблочного крыла в том, что деформация обшивки минимальна, а качество воздушного потока при действии аэродинамических нагрузок высокое. Материалы распределяются по внешнему краю, что улучшает сопротивление изгибу, прочность на кручение и жесткость. Недостатком является сложность конструкции и большое количество точек соединения с фюзеляжем или средним крылом. Таким образом использование моноблочного крыла не рационально для ультрадегких самолетов.

Кессонное крыло этого типа имеет повышенную толщину обшивки и схож с конструкцией крыла моноблочного типа. Толстая обшивка воспринимает изгибающие моменты. Преимущество заключается в высокой эффективности конструкции и большей локальной и общей жесткости. Недостаток - это непригодность для крыла с большим удлинением, которое характерно для ультралегких самолетов и большое количество соединений с фюзеляжем [26, 27].

Анализируя рассмотренные конструктивные схемы крыла, можно заключить, что для крыла сверхлегкого самолета наиболее приемлемым является крыло лонжеронного типа. В данной работе рассматривается лонжеронное крыло, принимая во внимание относительную простоту его изготовления из композиционных материалов. Основными силовыми элементами такого крыла являются лонжероны, стенки, нервюры и обшивка. Основными параметрами оптимизации лонжеронного крыла являются геометрические параметры компоновки и толщины силовых элементов.

1.4 Виды слоистых композиционных материалов, применяемых для

элементов конструкции крыла

Крыло является ключевым элементом конструкции летательного аппарата, обеспечивающим создание подъемной силы, необходимой для поддержания полета и перевозки полезной нагрузки. Оно также воспринимает нагрузки, возникающие при взаимодействии с фюзеляжем и шасси. Основными конструкционными требованиями являются требования по прочности и жесткости. Для подтверждения соответствия требованим норм лётной годности для сверхлёгких самолётов проводятся прочностные испытания в режимах, соответствующих, критическим режимам нагрузки.

Развитие композиционных материалов способствовало совершенствованию авиационных конструкций, в том числе крыльев легких самолетов. Исследования, посвященные применению полимерных композитов в авиации, показали их высокую эффективность. Технологические процессы производства композитных материалов активно развиваются, позволяя повысить эксплуатационные характеристики летательных аппаратов [28, 29].

Использование композиционных материалов в авиации улучшает аэродинамические свойства конструкции благодаря их высокой удельной жесткости и прочности по сравнению с металлическими сплавами. Композиты представляют собой материалы, состоящие из двух или более компонентов, среди которых основными являются армирующие волокна и полимерная матрица. Матрица выполняет роль связующего компонента, защищая армирующий наполнитель от внешних воздействий и обеспечивая форму материала. Прочность сцепления между волокнами и матрицей играет важную роль, поскольку недостаточная адгезия может привести к расслоению или вырыванию волокон. Также значительное влияние на механические свойства оказывает ориентация армирующих волокон. Например, волокна, расположенные под углом 30° и 45°, эффективно воспринимают сдвиговые нагрузки, тогда как направления 0° и 90° обеспечивают сопротивление растягивающим нагрузкам [30, 31].

В зависимости от типа укладки армирующих волокон композитные материалы делятся на три основные группы: однонаправленные, тканевые и многоосные. В однонаправленных композитах волокна располагаются преимущественно вдоль одного направления, чаще всего вдоль оси 0°, что обеспечивает максимальную прочность и модуль упругости в продольном направлении. Однако их характеристики в поперечном направлении значительно уступают продольным, что может ограничивать применение таких материалов в конструкциях, испытывающих многокомпонентные нагрузки [32, 33].

Тканые композиты формируются путем переплетения волокон в двух взаимно перпендикулярных направлениях — основы (0°) и утка (90°), что придаёт материалу дополнительную прочность в поперечном направлении. Благодаря такому строению тканевые композиты обладают сбалансированными механическими свойствами в плоскости и повышенной ударопрочностью по сравнению с однонаправленными аналогами. Межслоевая прочность обеспечивается переплетением продольных и поперечных волокон. Производство тканевых композитов технологически проще, а их адаптация к сложным поверхностям конструкций более эффективна по сравнению с однонаправленными материалами. Однако тканевые структуры обладают меньшей жесткостью и прочностью в плоскости, что ограничивает их применение в первичных несущих элементах. Долгое время тканевые композиты использовались преимущественно во вторичных конструкциях, поскольку их механическое поведение изучено недостаточно полно. Для расчета упругих характеристик таких материалов традиционно применяется классическая теория слоистых композитов, однако неоднородное распределение волокон в ткани требует её корректировки.

Тканые материалы создаются методом переплетения двух комплектов нитей под прямым углом друг к другу. Основная нить представляет собой продольные волокна, параллельные краю ткани, тогда как уточная нить (поперечный наполнитель) пересекает их перпендикулярно и распределяется по ширине ткани. Тип переплетения волокон определяет механические свойства материала и его область применения. В качестве элементарной ячейки материала выбирается

минимальный репрезентативный объем, включающий все особенности микроструктуры. Такая модель используется при анализе мезоструктуры композитов. Наиболее распространёнными типами тканевого армирования являются полотняное, саржевое и сатиновое переплетения [34, 35]. На Рисунке 1.6 представлена схема саржевого переплетения 2^2.

Рисунок 1.6. Схема саржевого переплетения ткани 2x2 Полотняное переплетение является одним из наиболее сбалансированных и широко используемых типов армирования. В этом случае каждое продольное волокно проходит попеременно под и над каждым поперечным волокном, обеспечивая симметричность структуры. Полотняные ткани характеризуются высокой прочностью и умеренной пористостью, что делает их пригодными для различных применений. Однако высокая плотность переплетения может усложнять процесс укладки и пропитки материала, а значительное смятие волокон может отрицательно сказываться на механических характеристиках.

Саржевое переплетение предполагает чередование продольных волокон, проходящих под и над двумя или более поперечными волокнами. Такая структура улучшает пропитываемость материала смолой и снижает внутренние напряжения в слое. Кроме того, уменьшение смятия волокон приводит к повышению механических характеристик и формирует более гладкую поверхность.

Сатиновое переплетение представляет собой модифицированную версию саржевого, при которой количество пересечений продольных и поперечных волокон уменьшается. Это снижает угол изгиба волокон и способствует более равномерному распределению нагрузки. Сатиновые ткани отличаются высокой драпируемостью и хорошей пропитываемостью, что делает их предпочтительными для изготовления сложных криволинейных поверхностей. Однако их

асимметричная структура требует особого подхода при проектировании многослойных композитных конструкций, чтобы избежать нежелательных деформаций и напряжений [36].

Таким образом, выбор типа тканевого переплетения определяется требованиями к механическим характеристикам конструкции, технологическими аспектами производства и эксплуатационными условиями. Композитные материалы, разработанные с учетом оптимального сочетания армирующих волокон и матрицы, позволяют значительно повысить эффективность авиационных конструкций.

Анализируя рассмотренные виды слоистых композитов, можно заключить, что для силовых элементов и обшивки крыла сверхлегкого самолета наиболее приемлемым являются слоистые композиты, армированные тканью саржевого плетения. Параметрами оптимизации слоистых композитов являются углы укладки и последовательность слоев гибридного композита.

1.5 Современные методы расчета напряженно-деформированного состояния

и оптимизации крыла

Оптимизация конструкции крыла по массе требует решения двух основных задач: определения аэродинамических нагрузок и расчета напряженно-деформированного состояния и устойчивости крыла. В данной работе расчеты напряженно-деформированного состояния и устойчивости крыла проводилисья с использованием метода конечных элементов (МКЭ). Этот численный метод позволяет свести систему дифференциальных уравнений упругого равновесия в перемещениях к системе алгебраических уравнений, где в качестве переменных принимаются перемещения узловых точек дискретной модели деформируемого твердого тела. Этот метод широко используется в инженерных расчетах и позволяет создавать расчетные модели для анализа напряженно-деформированного состояния конструктивных элементов и конструкций сложной формы с учетом основных особенностей поведения материалов и конструкций

таких как: анизотропия упругих свойств, физическая нелинейность материала и геометрическая нелинейность конструкций при больших перемещениях [37].

Оптимизация композитных конструкций из слоистых гибридных композитов с применением МКЭ использовалась в работах Резника С.В., Просунцова П.В. и Агеевы Т.Г. [38,39], в этих работах показано, что последовательность укладки слоев не оказывает значительного влияния на характеристики материала при растяжении, но существенно влияет на его свойства при изгибе и сжатии. В работе Sinchai Chinvorarat [40] представлены результаты оптимизации композитного крыла легкого самолета-амфибии.

Результаты оптимизации силовых элементов композитного крыла, основанные на расчетах НДС с использованием метода конечных элементов представлены в работах Михайловского К.В. и Барановского С.В. [41-44]. В этих работах обоснован выбор геометрических размеров крыла и приводятся результаты расчетов аэродинамических нагрузок, а также представлена методика проектирования крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования и приведено обоснование оптимальных схем армирования силовых элементов крыла.

В публикации Christos Nasoulis P., Panagiotis Tsirikoglou и Anestis Kalfas I. представлены результаты структурной оптимизации композитного крыла кессонного типа [45].

Исследованию гибридных композитов посвящены работы Rajadurai M. P., Abdulkerim M. Y., Infante V. [46-49]. В этих работах показано, что при изгибе гибридные композиты демонстрируют более высокий уровень разрушения матрицы и армирования по сравнению с традиционными композитами. Гибридные композиты, содержащие 50% углеродного волокна, имеют оптимальные свойства при изгибе, когда углеродные слои расположены на внешней стороне композита.

Рассматривая в качестве основных требований к крылу самолета требования по доставке максимальной полезной нагрузки на максимальное расстояние, можно заключить, что эти два требования выполняются при минимизации доли массы, крыла в общей массе самолета, включающей полезную нагрузку и минимизации

энергетических потерь на аэродинамическое сопротивление. Первое требование выполняется при минимизации массы крыла с учетом ограничений, которые определяются выполнением требований по прочности и устойчивости. Выполнение второго требование связано с аэродинамическим качеством конструкции которое при заданном профиле крыла максимизируется с ростом жесткости крыла.

Таким образом, в качестве основных целевых функций при оптимизации крыла принимаются критерий минимальной массы и критерий максимальной жесткости. Последний равносилен критерию минимального прогиба крыла. Для параметров оптимизации обеих целевых функций должны выполняться ограничения по запасу прочности и устойчивости.

Отметим два обстоятельства: 1) оба эти критерия являются конкурирующими, поскольку увеличение жесткости крыла влечет увеличение толщин его конструктивных элементов и, следовательно, рост массы; 2) эти критерии в общем случае будем считать незамещаемыми. Таким образом, поставленная задача является многокритериальной.

Решением задачи многокритериальной оптимизации является компромисс между конкурирующими целевыми функциями. В зависимости от задачи, целевые функции могут минимизироваться или максимизироваться, формируя оптимальное по Парето множество решений - множество недоминируемых альтернатив [50-55].

В монографии Верещаги А.Н. «Методы оптимального проектирования и междисциплинарной оптимизации» подробно рассматривает математические постановки задач оптимального проектирования, включая критерии, целевые функции и ограничения. В книге представлены современные методы оптимизации, такие как одномерный и многомерный поиск, многокритериальная оптимизация, а также применение нечеткой логики для выбора параметров в условиях неопределенности [56].

Исследования в области многокритериальной оптимизации композитных конструкций активно развиваются. В работе Эспиноса Барсенаса О.У. и Лукьянова О.Е. предложена методика определения весовых характеристик крыла большого

удлинения на основе интегрального весового критерия - коэффициента силового фактора. Этот подход позволяет учитывать как аэродинамическую, так и весовую эффективность крыла на ранних этапах проектирования, повышая точность прогнозирования весовых параметров [57].

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Найнг Лин Аунг, 2026 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Никитин И.В. Классификация сверхлегких летательных аппаратов и анализ состояния сверхлегкой авиации в России // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС. 2006. №2103. С. 82-88.

2. Легкий спортивный самолет Evektor Eurostar SL // aircraft.com. URL: https://www.aircraft.com/ru/aircraft/27082523/2007-evektor-eurostar-sl (дата обращения: 04.09.2025)

3. Легкий спортивный самолет Evektor Eurostar SL // evektor.com. URL: https://www.evektor.com/aircraft-technical-specification/eurostar-sl (дата обращения: 04.09.2025)

4. Легкий двухместный многоцелевой самолет F-32m «Ястреб» // aerocamara.com. URL: http://www.aerosamara.com/archive/old-15/ (дата обращения: 04.09.2025)

5. Легкий двухместный многоцелевой самолет F-32m «Ястреб» // авару.рф URL : http://xn--80aafy5bs.xn--p 1 ai/aviamuseum/aviatsiya/rf/legkie-samolety/2000-e-gody/legkij-mnogotselevoj-samolet-f-32-yastreb/ (дата обращения: 04.09.2025)

6. Легкий двухместный самолет Aeroprakt A-22L // plan-ukraine.com URL: https://www.plane-ukraine.com/ru/airplane/aeroprakt-22l/ (дата обращения: 04.09.2025)

7. Многоцелевой самолет Аэропракт-22L // dzen.ru. URL: https: //dzen.ru/b/Zo4kPacyHXQEkRiW (дата обращения: 04.09.2025)

8. Легкий двухместный самолет Авантаж А-27 // russianplanes.net https://russianplanes.net/id181773 (дата обращения: 04.09.2025)

9. Легкий двухместный самолет Авантаж А-27 // aerocamara.com http://www.aerosamara.com/airplanes/a-27/ (дата обращения: 04.09.2025)

10. Jose Daniel Gomez. Pipistrel VIRUS SW 121. 2021. 33 p.

11. Ультралегкий двухместный самолёт Pipistrel Virus SW // pipistrel-aircraft.com. https://www.pipistrel-aircraft.com/products/virus-sw/ (дата обращения: 04.09.2025)

12. Никитин И.В. Анализ технических требований, предъявляемых к сверхлегким воздушным судам, и процедур их допуска к полетам в различных странах // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. 2005 №86(4). С 128-136.

13. Warsi S. R., Hwang Y., Lacy T.Structural Analysis and Testing of an Ultralight Unmanned-Aerial-Vehicle Carbon-Composite Wing // JOURNAL OF AIRCRAFT. 2009. Vol. 46. No. 3. P. 814-820. DOI: 10.2514/1.36415

14. Design and static testing of wing structure of a composite four-seater electric aircraft / Kang Yang [et. al.] // Science and Engineering of Composite Materials. 2020. Vol. 27. P. 258-263. https://DOI.org/10.1515/secm-2020-0023

15. Static testing for composite wing of a two-seater seaplane / Chinvorarat S. [et. al.] // IOP Conf. Series: Materials Science and Engineering. 2019. Vol. 501. P. 1-8. DOI:10.1088/1757-899X/501/1/012026. DOI:10.1088/1757-899X/501/1/012026

16. Стариков Ю. Н., Бехтир В. П. Практическая аэродинамика самолета DA42: учеб. пособие. Ульяновск: Изд-во УВАУ ГА(И), 2010. - 131 с.

17. Kang Yang, Liguo Zhang, Shude Ji, Yumei Yue, Wang Ji. Static testing and analysis of composite wing of a two-seater aircraft powered by li-ion battery electric propulsion // Advanced Composites Letters. 2016. Vol. 25(6). P. 127-131. DOI:10.1177/096369351602500601

18. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов // Межгосударственный авиационный комитет. ОАО «Авиаиздат», 2000. 145 с.

19. Akhilraj P., Sankar S. Optimization of a blended wing body aircraft material using ansys // International Research Journal of Engineering and Technology (IRJET). 2019. Vol. 6. Iss. 7. P. 1-7. p-ISSN: 2395-0072

20. A review on buckling of the laminated composite panel under in-plane load / Shashi Kumar [et. Al.] // Engineering research express. 2024. Vol. 6. P. 1-13. https://D0I.org/10.1088/2631-8695/ad3893

21. Adam Dacko, Ali J. Dawood. Strength and buckling analysis of a composite wing structure using msc.patran and msc.nastran // International Scientific Journal Theoretical & Applied Science. 2015. Vol. 28(8). P. 14-31. DOI: 10.15863/TAS

22. Abin paul, Subin George. Buckling analysis of wing upper skin panels of a transport Aircraft // International Journal of Science, Engineering and Technology Research (IJSETR). 2014. Vol. 3(10). P. 2868-2872. ISSN: 2278 - 7798

23. Ryoko Morishima. Analysis of composite wing structures with a morphing leading edge. Ph.D. Thesis. Department of Aerospace Engineering. Cranfield University. 2011. 260 p.

24. Jiawen Yu. Design and Optimization of Wing Structure for a Fixed-Wing Unmanned Aerial Vehicle (UAV) // Modern Mechanical Engineering. 2018. Vol.8 (4). P. 249-263. DOI: 10.4236/mme.2018.84017

25. Нгуен Х.Ф., Бирюк В.И. Исследования по оптимизации конструктивно-силовой схемы самолета с прямым крылом из композиционных материалов // Труды МФТИ. 2014. Т. 6, № 2 (22). С. 133-141.

26. Солошенко В. Н. Концептуальное проектирование конструкции кессона крыла из композиционных материалов для пассажирского самолета // 2013. Е. 20. №1. С. 16-30.

27. Печенюк В.С., Попов Ю.И. Концептуальное проектирование конструкции кессона крыла из композиционных материалов для пассажирского самолета // Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2021. № 4. С. 74-82. DOI: 10.15593/2224-9982/2021.64.08

28. Yasser S. M., Ahmed A. Theoretical and experimental study on the influence of fiber orientation on the tensile properties of unidirectional carbon fiber/epoxy composite // Alexandria Engineering Journal. 2022. P. 693-705. https://DOI.org/10.1016/j.aej.2022.12.058

29. Reznik S.V. Thermal regimes of space composite structures // Part I. MATEC web of conferences. 2018. Vol. 194. No. 01048. DOI: 10.1051/matecconf/201819401048.

30. Зиновьев П.А., Смердов А.А. Оптимальное проектирование композитных материалов // Учебное пособие по курсу проектирования композитных конструкций. Ч. 11. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2006. 103 с.

31. Буланов И. М., Воробей В. В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: учеб. Для вузов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998. 516 с.

32. Митрофанов О.В. К вопросу об оптимальном армировании подкрепленных панелей тонкостенных конструкций из композитных материалов // Актуальные проблемы современной науки. 2017. № 5 (96). С. 49-53.

33. Carlsson L. A., Adams D. F., Pipes R. B. Basic experimental characterization of polymer matrix composite materials // Polymer Reviews. 2013. Vol. 53. No. 2. P. 277-302, D0I:10.1080/15583724.2013.776588

34. François-Xavier Irisarri, David Hicham Bassir, Nicolas Carrere, Multiobjective stacking sequence optimization for laminated composite structures Jean-François Maire // Composites Science and Technology. 2009. Vol.8. P.1-7. DOI: 10.1016/j.compscitech.2009.01.011

35. Gokay Adabasi. Stacking sequences optimization of laminated composites for maximum buckling strength by stochastic search methods. MSc Thesis. Department of Mechanical Engineering. Izmir Institute of Technology. 2020. 76p.

36. Shariful Islam. influence of plain, twill, and satin weave structures on the optimum colorfastness properties of reactive dyes // Trends in sciences. 2021. Vol. 18(20). P. 1-13. DOI: 10.48048/tis.2021.83

37. Стрекоз А.В., Сидоренко В.В., Ледовских И.В. Анализ напряженно-деформированного состояния (ндс) элерона из полимерных композиционных материалов (пкм) с применением метода конечных элементов (мкэ) // Известия ЮФУ. Технические науки. 2019. C. 122-133. DOI 10.23683/2311-3103-2019-6-122133

38. Резник С.В., Агеева Т.Г., Дудар Э.Н. Комплексная методика проектирования конструкции крыла многоразового космического аппарата // Авиакосмическая техника и технология. 2010. № 2. С. 3-8.

39. Резник С.В., Просунцов П.В., Агеева Т.Г. Оптимальное проектирование крыла суборбитального многоразового космического аппарата из гибридного полимерного композиционного материала // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2013. № 1 (17). C. 38-43.

40. Sinchai Chinvorarat. Composite wing structure of light amphibious airplane design, optimization, and experimental testing // Heliyon. 2021. Vol. 7 (11). http s : //D01.org/10.1016/j.heliyon.2021.e08410

41. Михайловский К.В., Барановский С.В. Методика проектирования крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования. Часть 2. Проектирование силовой конструкции // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2016. № 12 (681). С. 106-116.

42. Михайловский К.В., Барановски С.В. Методика проектирования геометрического облика крыла из полимерных композиционных материалов // Сб. тезисов докл. Всероссийской научно-технической конференции «Механика и математическое моделирование в технике». М.: Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. С. 319-322.

43. Михайловский К.В., Барановский С.В. Методика проектирования крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования. Часть 1. Обоснование выбора геометрических размеров и расчет аэродинамических нагрузок на крыло // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2016. № 11 (680). С. 86-98.

44. Михайловский К.В., Барановский С.В. Методика проектирования крыла из полимерных композиционных материалов на основе параметрического моделирования. Часть 3. Выбор и обоснование оптимальных схем армирования силовых элементов // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2018. № 5 (698). С. 75-84.

45. Christos Nasoulis P., Panagiotis Tsirikoglou, Anestis Kalfas I. Structural optimization of the wing box for a hybrid-electric commuter aircraft // Journal of the global power and propulsion society. 2022. Vol. 6. P. 151-164. https://DOI.org/10.33737/jgpps/151116

46. Infante V., Madeira J. F. A., Ruben R. B., Moleiro F., SofiaT. F. Characterization and optimization of hybrid carbon-glass epoxy composites under combined loading // Journal of Composite Materials. 2019. Vol. 53(18). P. 2593-2605. DOI: 10.1177/0021998319834673

47. Ashok R., Sébastien J., Vicky S., Philippe S., Lucien L. Hybrid effect in inplane loading of carbon/glass fibre based inter- and intraply hybrid composites // Journal of Composite Science. 2020. Vol. 4(6). P. 1-20. D0I:10.3390/jcs4010006

48. Abdulkerim M. Y., Esmael A. E. Weight optimization of hybrid composite laminate using learning-oriented artificial algae algorithm // SN Applied Sciences. 2020. Vol. 2(1326). P. 1-13. https://D0I.org/10.1007/s42452-020-3126-0

49. Rajadurai M. P., Vinayagam G. M. P., Balakrishnan K. Optimization of ply orientation of different composite materials for aircraft wing // International Journal of Advanced Engineering Research and Science (IJAERS). 2017. Vol.4 (6). P. 111-117. https://dx.D0I.org/10.22161/ijaers.4.6.13

50. Spyridon Kilimtzidis, Vassilis Kostopoulos. Multidisciplinary structural optimization of novel high-aspect ratio composite aircraft wings // Structural and Multidisciplinary Optimization. 2023. Vol.66. No.150. P. 1-23. https://D0I.org/10.1007/s00158-023-03600-1

51. Spyridon K., Vassilis K. Multidisciplinary structural optimization of novel high-aspect ratio composite aircraft wings // Structural and Multidisciplinary Optimization. 2023. Vol. 66. P. 1-23. https://DOI.org/10.1007/s00158-023-03600-1

52. Piperni P., Abdo M., Kafyeke F. The application of multi-disciplinary optimization technologies to the design of a business jet // 10th AIAA/ISSMO Multidisciplinary Analysis and Optimization Conference. 2004. Vol. 4370. P. 1-24

53. Wang K., Kelly D., Dutton S. Multi-objective optimisation of composite aerospace structures // Composite Structures. 2002. Vol. 57. P. 141-148

54. Florian D., Andreas H., Klaus W. Multidisciplinary multi-objective design optimization of an active morphing wing section // Structural and Multidisciplinary Optimization. 2020. Vol. 62. P. 2423-2440. https://DOI.org/10.1007/s00158-020-02613-4

55. Ногин В. Д. Множество и принцип Парето: учеб. 2-е издание, исправленное и дополненное. СПб.: Издательско-полиграфическая ассоциация высших учебных заведений, 2022. 110 с.

56. Верещага А. Н. Методы оптимального проектирования и междисциплинарной оптимизации. основы. Саров: ФГУП «РФЯЦ-ВНИИЭФ», 2023. 336 с. ISBN 978-5-9515-0524-8

57. Эспиноса Барсенас О.У., Лукьянов О.Е. Методика оценки весовых характеристик конструкции крыльев транспортных самолётов с использованием многодисциплинарного численного моделирования и методов многокритериальной оптимизации // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2020. № 5(22). C. 120-127. DOI: 10.37313/1990-53782020-22-5-120-127

58. Abdelkader B., Stanislaw K. Multidisciplinary design optimization of aircraft wing using commercial software integration // Aerospace Science and Technology. 2019. Vol. 92. P.766-776. https://DOI.org/10.1016/j.ast.2019.06.040

59. Shabeer K. P., Murtaza M. A., Optimization of aircraft wing with composite material. International Journal of Innovative Research in Science, Engineering and Technology. 2013. Vol.2(6). P. 2471-2477. ISSN: 2319-8753

60. Шевченко М.О., Пасичная М.М. разработка конструкции планера современного самолета для осуществления сельскохозяйственных работ // Вестник Московского авиационного института. 2020. Т. 27. №3 103-110.

DOI: 10.34759/vst-2020-3-103-110

61. Daniel Hahn, Matthias Haupt. Exploration of the effect of wing component post-buckling on bending-twist coupling for nonlinear wing twist // CEAS Aeronautical Journal. 2022. №13. P. 663-676. https://DOI.org/10.1007/s13272-022-00586-2

62. Kautuk S, Thomas K, Matthias S, Vega H. Loads analysis and structural optimization of a high aspect ratio, composite wing aircraft // CEAS Aeronautical Journal. 2021. Vol. 12. P.233-243. https://DOI.org/10.1007/s13272-021-00494-x

63. Abdulhakim Muhammad Essari. Estimation of wing weight in conceptual design phase for tactical unmanned aerial vehicls // Journal of alasmarya university: basic and applied sciences. 2018. Vol. 3(1). P. 53-68

64. Ефимов В.В., Ефимова М.Г., Чернигин К.О. Конструкция и прочность самолета. Крыло: учебное пособие. М.: ИД Академии Жуковского, 2018. 76 c.ISBN 978-5-907081-05-5

65. Ефимова М.Г. Основы авиации. Часть 2. Конструкция и основные функциональные системы летательных аппаратов: Учебное пособие. М.: МГТУГА, 2005. 52 с.

66. Кириакиди С. К. Проектирование пассажирского самолета: учебное пособие. Воронеж: Изд-во ВГТУ, 2019. 34 с.

67. Vid Plenik. Pipistrel pilot operating handbook VIRUS SW 121. Ajdovscina, Slovenia. 2018. 226 p.

68. Булат П.В., Дудников С.Ю., Кузнецов П.Н., Курнухин А.А. Основы проектирования оптимального профиля крыла (Часть 1): Учебное пособие. М.: Издательство «Спутник +», 2021. 74 с. ISBN 978-5-9973-5948-5

69. Abdo M., Piperni P., Isikveren A.T., Kafyeke F. Optimization of a business jet // Aircraft Design & Development Symposium. 2005. P. 1-13.

70. Пархаев Е.С., Семенчиков Н.В. Некоторые вопросы оптимизации профиля крыла малоразмерного беспилотного летательного аппарата // Труды МАИ. 2015. № 80. С. 1-20.

71. Jerzy Z., Wienczyslaw S. Design of a turbulent wing for small aircraft using multidisciplinary optimisation // Archives of Mechanics. 2014. Vol. 66. P. 185-201.

72. Wei Zhang.,Ke Zhao., Ruibin Zhang., Zhenghong G., Bowen S. Airfoil design optimization of blended wing body for various aerodynamic and stealth stations // Aerospace. 2024. Vol. 11. (586). D0I.org/10.3390/aerospace11070586

73. Сакорнсин Р. Аэродинамические характеристики крыла с выступом при разных углах отклонения выступов и различных компоновках крыла гидросамолета в местах соединения // Труды МАИ. 2013. № 70.

74. Пущин Н. А. Аэродинамическое проектирование компоновки малошумного гражданского самолета с естественной ламинаризацией обтекания крыла: дисс. ... канд. техн. наук: 05.07.01. Жуковский, 2021. 168 с.

75. Мищенко Р.А., Попов С.А., Бондарев М.Р., Зубрицкий А.С. Оптимизация аэродинамического профиля Clark-Y по критерию максимального аэродинамического качества с применением программного инструмента анализа профилей XFLR5 // Молодой исследователь Дона. 2023. Vol 8(3). P. 40-45. eISSN 2500-1779

76. Кочкаров Р. С. Определение точки ламинарно-турбулентного перехода стандартного аэродинамического профиля eppler e385 и его вариаций с помощью программного инструмента анализа профилей XFLR5 // Молодой исследователь Дона. 2023. №1(40). P 11-15.

77. Taha A. A., Mohammed S., Younis M. On CFD wing performance for ultralight airplane // International Journal of Mechanical Engineering. 2022. Vol. 7. P. 642648

78. Mohammed S., Taha A. A., Khalid I. H. Ultra-light aircraft airfoil design and characteristics // Journal of mechanical engineering research and developments. 2021. Vol. 44(10). P. 317-328. ISSN: 1024-1752

79. Coiro D.P., Nicolosi F., Grasso F. Multi-Element Airfoil Design, Analysis and Wind-Tunnel Test for a S.T.O.L. Ultra-Light Aircraft // Journal of Aircraft. Vol. 46(5). P. 1795-1808. DOI: 10.2514/1.43429

80. Васильченко К. С. Резник С. В. Аунг Н. Л. Гареев А. Р. Выбор оптимального профиля лопасти несущего винта малогабаритного беспилотного вертолета. Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. 2022. № 3. С. 79 - 86.

81. Ioannis K, Kapoulas., Statharas J. C., Antonios Hatziefremidis, Baldoukas A. K. Fast Airfoil selection methodology for small unmanned aerial vehicles // Aerospace

Science and Engineering. 2022. Vol. 12 (1S). P. 1-1S. DOI: https://DOI.org/10.3390/app121S932S

52. Awang R. N., Ahmad J. F., Hendri S. Analysis of aerodynamic load of lsu-03 propeller // IOP Conf. Series: Journal of Physics: Conf. Series. 201S. Vol. 1005. P.1-12. DOI :10.10SS/1V42-6596/1005/1/012005

53. Подиновский В.В., Потапов М.А. Метод взвешенной суммы критериев в анализе многокритериальных решений: Pro et contra // Бизнес-информатика. 2013. Том 3. № 25. С. 41-4S.

54. Авиационные правила. Часть ОЛС. Нормы летной годности очень легких самолетов // Межгосударственный авиационный комитет. ОАО «Авиаиздат», 2006. 94 с.

55. Зотов А. А. Расчет самолета на прочность: Внешние нагрузки. Конструктивно-силовые схемы. Конструкционные материалы: учеб. пособие. М.: Вузовская книга, 2011. 64 с. ISBN 978-5-9502-0536-1

56. Чепурных И.В. Прочность конструкций летательных аппаратов. Комсомольск-на- Амуре, КнАГТУ. 2013. 137 с.

SV. Тарасов Ю. Л., Лавров Б. А. Расчет на прочность элементов конструкции самолета: учеб. пособие. Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-т, 2000. 112 с.

SS. Daniel Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach, Sixth Edition. 201S. V60 p. DOI: 10.2514/4.104909

S9. Кириакиди С.К., Сатин В.А. Проектирование самолетов: учебное пособие. Воронеж: ФГБОУ ВО «Воронежский государственный технический университет» 2009. 266 c.

90. Дмитриев В.Г., Чижов В.М. Основы прочности и проектирование силовой конструкции летательных аппаратов. Москва. 2005. 413 с.

91. Фомичев, П. А., Заруцкий А. В., Мандзюк С. Ф. Расчет прочности самолета // Конспект лекций. Харьков: Изд-во ХАИ. им. Н. Е. Жуковского, 2017. 165 с.

92. Олейник Ю.А., Остренко А.А., Слободянюк В.Ф., Жураховский И.Г. Определение перегрузок летательного аппарата при его наземной эксплуатации // Системы обработки информации. 2004. № 4. С. 160-164.

93. Pedro A., Filipe C., Luis R. Evaluation of Structural Loads // 3rd Aircraft Structural Design Conference, Royal Aeronautical Society. 2012. P. 1-13. DOI: 10.13140/2.1.4615.3288

94. Михайловский К.В., Барановски С.В. Учет обледенения поверхности крыла из полимерных композиционных материалов при проектных расчетах // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2019. №. 3 (708). С. 61 -70. DOI: 10.18698/0536-1044-2019-3-61 -70

95. Тун Лин Хтет, Просунцов П. В. Оптимизация формы шпангоутов и углов укладки полимерного композиционного материала силового набора хвостовой части легкого самолета // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2021. №. 9 (738). С. 97-107.

96. Вшивков Ю.Ф., Галушко Е.А., Кривель С.М. Методика вычислительного эксперимента на основе ansys по определению аэродинамических характеристик тела при отрывном обтекании // iPolytech Journal. 2018. Т. 22. №7. С. 1-15. DOI: http://dx.DOI.org/10.21285/1814-3520-2018-7-208-222

97. Ashihmina E.R., Prosuntsov P.V., Reznik S.V. Inter-disciplinary approach to suborbital reusable spaceplane composite wing design // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng. 2021. Vol. 1060. No. 012021. DOI: 10.1088/1757-899X/1060/1/012021.

98. Tun Lin Htet, Prosuntsov P. V. Parametric and topology optimization of polymer composite load bearing elements of rear part of aircraft fuselage structure // AIP Conference Proceedings. 2021. Vol. 2318, No. 1. DOI: https://DOI.org/10.1063/5.0035742.

99. ANSYS Fluent mosaic technology automatically combines disparate meshes with polyhedral elements for fast, accurate flow resolution // ANSYS. URL: https://www.ansys.com/content/dam/resource-center/white-paper/ansys-fluent-mosaic-technology-wp.pdf (дата обращения: 22.03.2026).

100. Васильев В. В. Механика конструкций из композиционных материалов. М.: Машиностроение, 1988. 272 с.

101. Муйземнек А.Ю., Иванова Т.Н., Карташова Е.Д. Сопоставление результатов экспериментального и расчетного определения эффективных характеристики упругих свойств полимерных слоистых композитов из угле- и стеклотканей // Вестник ПНИПУ. Механика. 2021. № 2. С. 88-105. DOI: 10.15593/perm.mech/2021.2.09

102. Eugenio Giner, Victnte Franco, Ana Vercher. Estimation of the reinforcement factor Z for calculation E2 with the Halpin-Tsai equations using the finite element method // Composite Structures. 2015. Vol.124 P.402-408. https://DOI.org/10.1016/j.compstruct.2015.01.008

103. Yanchao Wang, Zheng Ming Huang. Analytical Micromechanics Models for Elastoplastic Behavior of Long Fibrous Composites: A Critical Review and Comparative Study // Materials. 2018. Vol. 11. P. 1-55. DOI:10.3390/ma11101919

104. Raju B., Hiremath S.R., Roy M. D. A review of micromechanics-based models for effective elastic properties of reinforced polymer matrix composites // Composite Structures. 2018. Vol. 204. P. 1-54. DOI: https: //DOI. org/ 10.1016/j. compstruct.2018.07.125

105. Углепластик и стеклопластик // SHD Composite URL: https://shdcomposites.com/assets/prepregs/frvc411-tds-2.pdf (дата обращения:

17.09.2023)

106. Эпоксидная смола ЭД-20 // Пульс цен. URL: https://www.pulscen.ru/price/040312-yepoksidnaja-smola/f:65108_60-kgh (дата обращения: 29.05.2024)

107. Стеклоткань 280 г/м2 саржа EWT300, E glass // G. ANGELONI. URL: https://www.easycomposites.co.uk/300g-22-twill-woven-glass-cloth (дата обращения:

29.05.2024)

108. Углеткань 200 г/м2 саржа GDE-3K-T200 2/2 3К // G.ANGELONI. URL: https://carbocarbo.ru/ (дата обращения: 29.05.2024)

109. Комаров В.А., Павлов А.А. Определение объёмного содержания волокон в слоистых композитах оптическими методами // Компьютерная оптика. 2022. Т. 46, № 3. С. 473-478. DOI: 10.18287/2412-6179-CO-1068.

110. Autar K. Kaw. Mechanics of composite materials: second edition. London: New York, 2005. 457 p.

111. Daniel Gay, Suong V. Hoa, Stephen W. Tsai. Composite materials. Design and applications. Boca Raton London New York Washington, D.C. 2003. 523p. https://DOI.org/10.1201/9781420031683

112. Zagainov G. I., Lozino-Lozinsky G. E. Composite materials in aerospace design. London: Chapamn & Hall, 1996. 460 p.

113. Degradation of the In-plane Shear Modulus of Structural BFRP Laminates Due to High Temperature / Cheng Jiang [et al.] // Sensors. 2018. Vol. 18. DOI: 10.3390/s18103361

114. Rui Zhou, Weicheng Gao, Wei Liu and Jianxun Xu. An analytical model for the uniaxial tensile modulus of plain-woven fabric composites and its application and experimental validation // Aerospace. 2022. Vol. 9 (1). https://DOI.org/10.3390/aerospace9010026

115. ГОСТ 32656-2017. Композитные полимерные. Методы испытаний. Испытания на растяжение. М.: Стандартинформ, 2017. 34 с.

116. ГОСТ 33345-2015. Композитные полимерные. Производство пластин для изготовления образцов для испытаний. Общие технические требования. М.: Стандартинформ, 2015. 30 с.

117. Алсаид Мазен, Саламех Али. Методика изготовления образов из многослойных композиционных материалов для исследования их механических свойств // Вестник АГТУ. Серия: Морская техника и технологию. 2018. № 4. С. 1623. DOI: 10.24143/2073-1574-2018-4-16-23

118. ГОСТ 33346-2015. Композитные полимерные. Производство пластин контактным формованием и напылением для изготовления образцов для испытания. М.: Стандартинформ, 2015. 34 с.

119. Рубан А. Р., Булгаков В. П., Хмельницкий К. Е., Власов С. В., Мельников А. В. Технология изготовления образцов из композитных материалов для проведения лабораторных испытаний // Вестник Аст-раханского государственного технического университета. Серия: Морская техника и

технология. 2024. № 2. С. 25-31. https://DOI.org/10.24143/2073-1574-2024-2-25-31. EDN TQOTXY.

120. Найнг Л.А., Пху В.А., Татарников О.В. Расчетно-экспериментальное исследование физико-механических характеристик материалов для силовых элементов композитного крыла беспилотного летательного аппарата // Труды XLVII академических чтений по космонавтике. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2024. С. 57-58.

121. Alasdair Christison Gray. Geometrically Nonlinear High fidelity aerostructural optimisation for highly flexible wings. MSc Thesis. Delft University of Technology. 2020. 126 p.

122. Oleg Mitrofanov, Maksim Shkurin. Analytical methodology for the design of load-bearing anisotropic panels for the wingbox of a light aircraft subject to geometric nonlinearity under compression // Sigma J Eng Nat Sci. 2024. Vol. 42(6). P. 1756-1762. DOI: 10.14744/sigma.2024.00137

123. Gray, A. C., Kennedy, G. J. and Martins, J. R. R. A. Geometrically Nonlinear High-fidelity Aerostructural Optimization Including Geometric Design Variables // AIAA Aviation Forum. 2023. https://DOI.org/10.2514/6.2023-3316.

124. Митрофанов О.В., Шкурин М.В., Дудченко А.А. Оценка геометрически нелинейного поведения коротких поверхностных дефектов анизотропной структуры в композитных панелях при сжатии // Инженерный журнал: наука и инновации. 2024. №4. C. 1-14. DOI: 10.18698/2308-6033-2024-42353

125. Андриенко В.М., Белоус В.А. Оптимальное проектирование композитных панелей кессона крыла по условиям прочности и устойчивости // Труды ЦАГИ. 2001. № 2642. С. 151-158.

126. Shilpa M., Reddy M. V., Kumar A. S. Design & analysis of fuselage structure using Solidworks & ANSYS // International Journal of Engineering Sciences & Research Technology. 2014. No. 3(9). P. 392-400.

127. Kirubakaran R., Lokesharun D., Rajkumar S., Anand R. Aircraft wing weight optimization by composite material structure design configuration // IOSR Journal

of mechanical and civil engineering. 2017. Vol. 14(6) P. 71-80. DOI: 10.9790/16841406027180

128. Ahmad Alsahlani, Thurai Rahulan. The influence of spar location on the elastic deformation and the weight estimation of a swept-back, high altitude, solar powered flying wing UAV // EUCASS, the European Conference for AeroSpace Sciences. 2017. P. 1-11. DOI: 10.13009/EUCASS2017-240

129. Studies on the influence of spar position on aeroelastic optimization of a large aircraft wing / WAN ZhiQiang [et al.] // Science China technological sciences. 2012. Vol.55. No.1. P. 117-124. DOI: 10.1007/s11431-011-4584-9

130. Фомин В.П. Методика рационального проектирования крыла большого удлинения // Труды ЦАГИ. 1992. №. 2495.

131. Тун Лин Хтет, Просунцов П. В. Методика проектирования композитного силового набора хвостовой части фюзеляжа // Известия Высших Учебных Заведений. Машиностроение. 2023. №. 2 (755). С. 84-95.

132. Найнг Л.А., Татарников О.В., Пху В.А. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата // Сб. тезисов докл. XLIV Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020. C. 126-127.

133. Найнг Л.А., Пху В.А., Татарников О.В. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы крыла беспилотного летательного аппарата // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2020. № 11. С. 89-95. DOI: 10.18698/0536-1044-2020-11 -89-95

134. Найнг Л.А, Пху В.А., Татарников О.В. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы лонжеронного композитного крыла // Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2021. № 12. C. 90-99. DOI: 10.18698/0536-1044-2021 -12-90-99

135. Shabeer K. P., Murtaza M. A. Optimization of aircraft wing with composite material // International Journal of Innovative Research in Science, Engineering and Technology. 2013. Vol. 2(6). P. 2471-2477. ISSN: 2319-8753

136. Xinhao Yuan, Qiming Li, Dezhi Gong. Design of the stringer end of the composite centre wing lower panel in the plug-in butt joint form // Journal of Physics: Conference Series. 2021. No. 1827. DOI: 10.1088/1742-6596/1827/1/012102

137. Sridhar C, Mostafa S.A., Ramin S, Mohammed A. The development of a preliminary structural design optimization method of an aircraft wing-box skin-stringer panels // Aerospace Science and Technology. 2010. Vol. 4. P. 188-198.

138. Curran R., Rothwell A., Castagne S. Numerical method for cost-weight optimization of stringer-skin panels // Journal of aircraft. 2006. Vol. 43. P. 264-274. DOI: 10.2514/1.13225

139. Priya Chouhan, Nikos J. Mourtos. Design of a four-seat, general aviation electric aircraft // Athens Journal of Technology and Engineering. 2021. Vol. 8(2). P. 139168. https://DOI.org/10.30958/ajte.8-2-2

140. Гуереш Д., Комбаев Т.Ш., Рыманова А.Н. Аэродинамический расчет и разработка конструктивно-силовой схемы крыла самолета для исследования марса // Вестник Московского авиационного института. 2024. №31. C. 19-31.

141. Митрофанов О.В. Устойчивость цилиндрических композитных оболочек при кручении с учетом несимметрии структуры и деформаций поперечного сдвига // Естественные и технические науки. 2019. № 3 (129). С. 194 -197.

142. Пху В.А., Татарников О.В. Оптимизация структурных параметров конструкции крыла для выбора материалов на основе минимального веса // Сб. тезисов докл. XLVI Международной молодёжной научной конф. «Гагаринские чтения». М.: МАИ. 2020. C. 85-86.

143. Aung N.L., Aung P.W., Tatarnikov O. Optimization of composite wing spars for an unmanned aerial vehicle // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng. 2020. Vol. 971 (5). No. 052076. DOI: 10.1088/1757-899X/971/2/052076.

144. Найнг Л.А., Пху В.А., Татарников О.В. Многокритериальная оптимизация композитного крыла беспилотного летательного аппарата // Сб. тезисов докл. XLV Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2021. Т. 4, C. 178-180.

145. Найнг Л.А., Татарников О.В., Пху В.А Многокритериальная оптимизация композитного крыла беспилотного летательного аппарата // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2021. № 11. С. 91-98. DOI: 10.18698/0536-1044-2021-11-91-98

146. Муйземнек А.Ю., Карташова А.Ю. Механика деформирования и разрушения полимерных слоистых композиционных материалов // учебное пособие. Пенза: Изд-во ПГУ, 2017. 77 с.

147. Дудченко А. А. Оптимальное проектирование элементов авиационных конструкций из композиционных материалов // учебное пособие. М.: Изд-во МАИ, 2002. 84 с.

148. Tun Lin Htet, Prosuntsov P. V. Comparative analysis of the selection of lay-up stacking of polymer composite load-bearing elements for the tail section of fuselage structure of the light aircraft // MATEC Web. Conf. ICMTMTE. 2021. Vol. 346 (03111). DOI: https://DOI.org/10.1051/matecconf/202134603111.

149. Aung P.W., Tatarnikov O., Aung N.L. Structural optimization of a light aircraft composite wing // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. Vol. 709. No. 044094. 2020. 6 p. DOI:10.1088/1757-899X/709/4/044094.

150. Aung N.L., Tatarnikov O., Aung P.W. Parametric Optimization of Load Bearing Elements for Composite Wing of an Unmanned Aerial Vehicle // MATEC Web of Conferences. Vol. 346. No. 03093. 2021. 6 p. DOI: 10.1051/matecconf /202134603093.

151. Пху В.А., Татарников О.В., Найнг Л.А. Оптимизация композитного крыла легкого самолета // Сб. тезисов докл. XLIV Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020. C. 123-125.

152. Aung P.W., Tatarnikov O., Aung N.L. Approach to optimization of composite aircraft wing structure // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng. Vol. 971. No. 022058. 2020. 7 p. DOI: 10.1088/1757-899X/971/2/022058.

153. Пху В.А., Татарников О.В. Оптимизация конструкции крыла по двум критериям // Сб. тезисов докл. XLII Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. С. 27-28.

154. Найнг Л.А, Пху В.А. Татарников О.В. Многокритериальная оптимизация двухлонжеронного композитного крыла легкого самолета // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2021. № 5. С. 76-87. DOI: 10.18698/0536-1044-2021-5-76-87

155. Больших А. А., Еремин В.П. Применение метода параметрической оптимизации в задачах проектирования пассажирских авиалайнеров // Инженерный журнал: наука и инновации. 2020. №10. C. 1-14. DOI: 10.18698/23086033-2020-10-2022

156. Salem A. I., Donaldson S. L. Weight and cost multi-objective optimization of hybrid composite sandwich structures // International Journal of Computational Methods and Experimental Measurements. 2017. Vol. 5 (2). P. 200-210. DOI: 10.2495/CMEM-V5-N2-200-210

157. Агеева Т.Г., Ашихмина Е.Р., Просунцов П.В. Оптимизация структуры гибридного композиционного материала для обшивки крыла многоразового космического аппарата туристического класса // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия: Машиностроение. 2018. № 1. C. 4-19.

158. Ashikhmina E. R., Ageyeva T. G., Fedorov S. Yu., Klimovich Yu V. Analytical and experimental research of epoxy-based glass/carbon hybrid polymer composites // IOP Conf. Series: Materials Science and Engineering. 2020. Vol. 934. DOI: 10.1088/1757-899X/934/1/012061

159. Emmanuel C. O., Babak S. Application of finite element analysis to honeycomb sandwich structures: a review // Reports in Mechanical Engineering. 2022. Vol. 3, No. 1. P. 283-300. DOI: https://DOI.org/10.31181/rme20023032022o

160. Mongkol Thianwiboon. Optimization of a hybrid carbon/glass composites afterbody of the amphibious plane with finite element analysis // Engineering journal. 2019. Vol. 23 (5). P. 126-140. DOI:10.4186/ej.2019.23.5.125

161. Antonio C., Pasquale V., Marika B., Francesco D. C., Mauro L., Claudio P., Jacopo B., Luigi D. P. Non-linear analysis in post-buckling regime of a tilt rotor composite wing structure using detailed model and robust loading approach // Journal of

composite and science. 2024. Vol. 8 (1). P.1-22. DOI: https://DOI.org/10.3390/jcs8010004

162. Шакирзянов Ф.Р., Валиев А.И., Сулейманов А.М., Низамов Р.К. Численное моделирование напряженно-деформированного состояния гибридных композитов//Известия КГАСУ, 2023, № 4(66), C. 275-285, DOI: 10.52409/20731523_2023_4_275,

163. 3. Татусь Н.А., Полилов А.Н., Власов Д.Д. Влияние отверстий на снижение прочности композитных образцов с различной укладкой волокон //Заводская лаборатория. Диагностика материалов. 2022. Т. 88. № 4. С. 58-65.

164. Sinchai Chinvorarat, Boonchai Watjatrakul, Pongsak Nimdum, Teerawat Sangpet, Tosaporn Soontornpasatch, Pumyos Vallikul. Six-degree of freedom mathematical dynamic model of a light-sport aircraft // IOP Conf. Series: Materials Science and Engineering. 2020. Vol. 886. P. 1-10. DOI:10.1088/1757-899X/886/1/012011

165. Еремин В.П., Больших А.А. Глобально-локальное моделирование односрезныхболтовых соединений типа композит — металл и композит — композит в конструктивных силовых элементах самолета // Инженерный журнал: наука и инновации. 2020. №5. С. 1-11. DOI: 10.18698/2308-6033-2020-5-1981

166. Дудченко А.А., Кончая Р.Р.А. Рациональное проектирование конструкции отсека фюзеляжа из композиционных материалов // Конструкции из композиционных материалов. 2011. №2. С. 21-34.