автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Методы обоснования ресурса самолёта транспортной категории после модификации основных силовых элементов его конструкции

На правах рукописи

Клепцов Виктор Иванович

МЕТОДЫ ОБОСНОВАНИЯ РЕСУРСА САМОЛЁТА ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ ПОСЛЕ МОДИФИКАЦИИ ОСНОВНЫХ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ЕГО КОНСТРУКЦИИ

05.07.03 — Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

9 СЕН 2015

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

Таганрог —2015

005562123

Работа выполнена в публичном акционерном обществе «Таганрогский авиационный научно-технический комплекс имени Г. М. Бериева».

Научный руководитель:

доктор технических наук Фортинов Леонид Григорьевич

Официальные оппоненты:

Цымбалюк Владимир Иванович, доктор технических наук, старший научный сотрудник, федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н. Е. Жуковского», начальник отдела НИО-19;

Шунаев Валерий Павлович, кандидат технических наук, публичное акционерное общество «Туполев», главный специалист.

Ведущая организация:

федеральное государственное унитарное предприятие «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С. А. Чаплыгина», г. Новосибирск.

Защита диссертации состоится 23 октября 2015 г. в 12:00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.215.04, созданного на базе федерального государственного автономного образовательного учреждения высшего образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)», по адресу: 443086 г. Самара, Московское шоссе, д.34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке федерального государственного автономного образовательного учреждения высшего образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)» и на сайте: http://www.ssau.ru/resources/dis_protection/kleptsov/.

Автореферат разослан «24» августа 2015 г.

Учёный секретарь диссертационного совета к.т.н., доцент

А.Г. Прохоров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы.

Заключение о ресурсе основных силовых элементов конструкции самолёта нового типа получают по результатам лабораторных ресурсных испытаний специально изготовленного планера. Зачастую (и это экономически оправдано) базовая конструкция даёт старт целому семейству самолётов. При модифицировании имеющейся (и уже испытанной) конструкции неизбежно возникает вопрос о способе подтверждения лётной годности по условиям прочности при длительной эксплуатации. Вероятно как появление новых критических мест в изменяемой конструкции, так и нового спектра применения самолёта, то есть иных условий нагружения неизменяемых мест конструкции.

Первый и максимально надёжный способ подтверждения лётной годности - путём постройки и полномасштабных ресурсных испытаний дополнительного планера модифицированной конструкции (после испытаний этот планер утилизируется). Второй способ предполагает локальные натурные испытания для изменяемых мест, для неизменяемых -установление эквивалентов по повреждаемости между различными типовыми полётами. Второй способ является более предпочтительным в силу меньших временных и материальных затрат, но его надёжность должна быть доказана.

Как правило, большинство критических мест при нагружении планера находится в объёмном (трёхмерном) напряжённо-деформированном состоянии (НДС). Можно изготовить модифицированные фрагменты "в металле", но достоверно воспроизвести их НДС таким, каким оно является в составе конструкции, силами испытательной лаборатории крайне сложно. С другой стороны, развитие вычислительной техники позволило проводить прямое численное моделирование сложнейших мультифизичных процессов, таких как: гидро- и аэроупругое взаимодействие окружающей среды и авиационной конструкции, пластическая деформация материала, зарождение и развитие трещин — в приложении к инженерным задачам, однако, прогнозирование точности конечного решения крайне затруднительно. Необходимо и возможно отыскание компромисса между двумя полюсами: натурным и вычислительным экспериментом.

Какой бы способ оценки долговечности и живучести конструкции не реализовывался - испытания полноразмерного планера или фрагментов, для нового типа или модификации, в основе этой деятельности находится ожидаемый спектр применения самолёта, то есть набор типовых полётов и доля их осуществления в общем количестве полётов. Впоследствии, фактические условия эксплуатации, могут отличаться от расчётных, как в целом по парку, так и поэкземплярно. Отслеживание фактических условий эксплуатации является обязанностью разработчика самолёта и необходимым условием для поэтапного увеличения назначенного ресурса.

Актуальность настоящей диссертационной работы определяется отсутствием в отечественной практике примеров реализации стратегии эксплуатации планера транспортного самолёта по состоянию, способной управлять программой технического обслуживания конкретного экземпляра для снижения стоимости эксплуатации.

Цель работы.

Разработка методов обоснования назначенного ресурса на основе натурных испытаний исходной конструкции, комплекса расчётно-экспериментальных работ, лётных испытаний и данных эксплуатации самолёта-модификации, не требующих постройки и ресурсных испытаний полноразмерного модифицированного планера.

Задачи исследования.

Разработка методики расчёта конечно-элементных моделей модифицированных агрегатов конструкции путём структурного анализа твёрдотельных сборок высокой детализации с применением высокопроизводительных (суперкомпьютерных) вычислений.

Разработка методики численного моделирования гидроупругого взаимодействия конструкции лодки самолёта-амфибии с взволнованной водной поверхностью в связанной постановке для оценки накопленной усталостной повреждаемости днища.

Разработка математического аппарата идентификации упругих колебаний планера, определения частот, фаз и узлов этих колебаний на основе спектрального анализа отклика конструкции на широкополосное возмущение в режиме реального времени для диагностики случайных повреждений основных силовых элементов конструкции.

Разработка методов поэкземплярного отслеживания расхода-остатка назначенного ресурса планера с использованием критериев, более тесно связанных с накапливаемой повреждаемостью, нежели традиционно применяемая наработка в лётных часах и количестве полётов.

Объект исследования. Модифицированная конструкция планера самолёта транспортной категории.

Предмет исследования. Процедуры обоснования назначенного ресурса планера самолёта модифицированной конструкции.

Методы исследования. Математическая статистика — метод наименьших квадратов. Цифровая обработка сигналов - фильтрация во временной области методом скользящего среднего, частотная цифровая рекурсивная фильтрация на основе прямого и обратного преобразования Фурье, спектральный анализ, корреляционный анализ. Прочностной расчёт -метод конечного элемента. Анализ выносливости — схематизация процесса нагружения методом пиков, методом полных циклов. Определение назначенного ресурса — метод безопасного ресурса.

Достоверность и обоснованность полученных результатов подтверждается использованием апробированных методов расчёта напряжённо-деформированного состояния конструкций, решением

специально поставленных тестовых задач, а также сопоставлением результатов расчёта с данными натурного эксперимента.

Основные положения, выносимые на защиту.

Методы обоснования ресурса модифицированной конструкции планера самолёта, не требующие постройки и испытаний полноразмерного модифицированного планера.

Метод идентификации частот и форм колебаний самолёта в полёте под воздействием атмосферной турбулентности на основе анализа отклика конструкции на широкополосное возмущение в режиме реального времени для диагностики случайных повреждений основных силовых элементов конструкции.

Научная новизна. Впервые предложен подход к реализации стратегии эксплуатации планера по состоянию посредством создания, одновременно со сдачей экземпляра самолёта в эксплуатацию, электронного «дублёра» данного экземпляра с отражением в нём как производственных отклонений от конструкторской документации, так и переменной нагруженности в эксплуатации.

Практическая значимость. Обоснованы состав и характеристики, укомплектован и запущен в эксплуатацию расчётный кластер отдела прочности ТАНТК для структурного анализа твёрдотельных сборок конечно-элементных моделей деталей точного цифрового макета изделия в режиме параллельных вычислений.

Проведены лётные испытания по определению запасов аэроупругой устойчивости самолёта-модификации с использованием метода идентификации колебаний планера в полёте на основе спектрального и корреляционного анализа показаний датчиков перегрузок.

Разработан и согласован с авиационными властями раздел руководства по эксплуатации многоцелевого самолёта Бе-200ЧС, позволяющий исчислять расход-остаток назначенного ресурса в зависимости от спектра применения.

Определена конфигурация и опробованы элементы бортовой системы измерений, способной обеспечить сопровождение эксплуатации, в части мониторинга расхода-остатка ресурса, в качестве штатной необслуживаемой бортовой системы с произвольным территориальным размещением удалённого наземного рабочего места оператора (доступ к данным осуществляется через сеть Internet).

Реализация результатов работы. Разработанные методики и алгоритмы внедрены в практику ПАО «Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г. М. Бериева» и реализованы в программно-математическом обеспечении автоматизированных рабочих мест обработки данных лётных испытаний, обработки бортовых регистраторов параметров полёта серийных самолетов, в эксплуатационной документации самолётов Бе-200ЧС.

Апробация работы. Результаты диссертационной работы доложены, обсуждены и одобрены на Второй научно-практической конференции молодых учёных и специалистов «Исследования и перспективные разработки

в авиационной промышленности» (г. Москва, 2004 г.), V научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2004» (г. Геленджик, 2004 г.), 5-й международной конференции «Авиация и космонавтика 2006» (г. Москва, 2006 г.), IX международной научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2012» (г. Геленджик, 2012 г.), 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences (г. Санкт-Петербург, 2014 г.), International Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics (г. Санкт-Петербург, 2015 г.).

Публикации. По теме диссертации опубликовано 9 печатных работ, в том числе 4 статьи в периодических и научно-технических изданиях, рекомендованных ВАК РФ.

Объём и структура работы. Диссертация состоит из введения, четырёх глав, основных результатов, выводов по работе, списка использованных источников из 57 наименований. Работа содержит 109 страниц машинописного текста, 34 рисунка, 10 таблиц.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В первой главе рассмотрены процедуры сертификации модифицированной конструкции планера самолёта транспортной категории. Приведён обзор существующих расчётных и экспериментальных методов подтверждения соответствия нормативным требованиям по условиям прочности при длительной эксплуатации. В части расчётов долговечности и живучести критических мест отмечены работы А. 3. Воробьева, В. Б. Лоима, Б. И. Олькина, В. Л. Райхера, Ю. А. Свирского, В. Н. Стебенева, В. Е. Стрижиуса; в области ресурсных испытаний натурных конструкций - В. К. Белова, Е. Н. Куликова, А. Н. Серьезнова, Л. Н. Степановой, К. С. Щербаня; сертификации и поддержания лётной годности воздушных судов — А. В. Алакоза, С. В. Бутушина, М. С. Громова, В. С. Дубинского, Г. И. Нестеренко, А. В. Панкова, В. П. Филиппова, В. И. Цымбалкжа, В. С. Шапкина. Обсуждаются пути обоснования ресурса модифицированной конструкции исходя из имеющегося на сегодняшний день уровня развития современных компьютерных технологий: от расчётов общего напряжённо-деформированного состояния до сопровождения серийной эксплуатации. Обозначены особенности использования расчётных моделей, требующие предварительной методической проработки. Показаны перспективы применения твёрдотельных расчётных моделей в виртуальных ресурсных испытаниях, сопровождении серийного строительства, постоянной диагностике отсутствия случайных повреждений. В качестве критерия допустимости замены натурного эксперимента виртуальным вычислительным рассматривается сходимость результатов тестовых воздействий на реальный объект и на его расчётную модель. Обоснована необходимость изменения соответствующих разделов эксплуатационной документации под стратегию эксплуатации планера по состоянию, с учётом

расхода-остатка ресурса по критерию накопленной повреждаемости, а не по наработке. Сформулированы задачи исследования.

Во второй главе изложены особенности построения и решения расчётных моделей из конструкторских геометрических моделей для анализа статической прочности. В ходе тестовых расчётов и испытаний определено, что детали исследуемой конструкции следует разделить на позволяющие применение изотропных расчётных сеток и требующие слоистой топологии. Под первым типом понимаются детали умеренного удлинения (кронштейны, фитинги, узлы навески) или не испытывающие существенных изгибных деформаций (нервюры, шпангоуты). Для таких деталей рекомендуется использовать конечный элемент типа гексаэдр. К деталям второго типа, требующим слоистую топологию, относятся, в первую очередь, цельнофрезерованные панели крыла и фюзеляжа. Для них рекомендуется применение расчётных сеток с анизотропией по толщине, состоящих из слоёв призм у поверхности деталей и из тетраэдров, заполняющих сердцевину (рисунок 1). Такая топология сетки позволяет сохранить высокую степень автоматизации построения, малую размерность расчётной модели.

Рисунок 1 - Пример сетки слоистой топологии

Показано, что для определения долговечности перепроектированных мест конструкции целесообразно использование расчётно-экспериментального метода, являющегося связкой численного моделирования в линейной постановке и инженерно-аналитического расчёта. Применяемые методы определения общего и местного НДС, а также долговечности, были проверены соответствующими экспериментами. Ввиду того, что измерение деформаций (которые напрямую пересчитываются в напряжения) требует установки тензодатчиков с нарушением защитного покрытия деталей, критерием сходимости расчётной и экспериментальной оценки общего НДС были выбраны перемещения контрольных точек крыла серийного самолета под вертикальной нагрузкой (рисунок 2).

Рисунок 2 - Крыло серийного самолета под тестовой нагрузкой

Для модифицированного крыла самолёта Бе-200ЧС сравнение результатов расчёта с экспериментом показало высокую сходимость. Нагружение крыла производилось приложением силы 3000 кг снизу вверх, через специально спроектированные ложементы, расположенные между 24 и 25 нервюрами, с помощью гидравлического подъёмника с постоянным контролем силы. Замеры перемещений контрольных точек осуществлялись с помощью двух лазерных трекеров API Tracker 3. В точке, расположенной на оси переднего лонжерона, измеренные перемещения составили 222,7 мм; расчётные перемещения: 225,6 мм. Расхождение 2,9 мм, погрешность 1,3%. Перемещения контрольной точки, расположенной на оси заднего лонжерона составили 229,1 мм, а перемещения, полученные расчётным методом - 235,6 мм. Расхождение с результатами эксперимента по заднему лонжерону составляет 6,5 мм, погрешность 2,8%.

Проверка расчёта локального НДС в зоне геометрических и силовых концентраторов и характеристик долговечности типовых соединений выполнена на конструктивно-подобных образцах (рисунок 3). Для фрагментов модифицированного крыла самолёта Бе-200ЧС образцы были изготовлены тем же производством, которое построило самолёт.

Рисунок 3 - Конструктивно-подобный образец

Образцы были отмоделированы так же, как и крыло. На расчётных моделях определено общее и локальное НДС образцов, их долговечность при отнулевой растягивающей нагрузке. Затем образцы были испытаны сначала до срабатывания датчиков обнаружения трещин, затем до разрушения. Сопоставление результатов расчёта долговечности образца и количества циклов до его разрушения при повторно-статических испытаниях позволили оценить погрешность расчётного определения долговечности этой зоны в составе конструкции. Отношение фактической долговечности к расчётной для продольных стыков составляет величину от 0,71 до 0,91, для поперечных — от 0,6 до 0,92. Этот поправочный коэффициент был включён в суммарный коэффициент надёжности, используемый для расчёта назначенного ресурса.

На основании проведённых сравнительных расчётов определены оптимальные характеристики аппаратного обеспечения с точки зрения стоимости оборудования. Для выбранной конфигурации даны связи продолжительности расчёта и размерности расчётной модели. Приведён пример построения расчётного кластера, состоящего из трёх рабочих станций DELL Power Edge Т620 и одного расчётного сервера DELL Power Edge R620, объединённых высокопроизводительной сетью Ethernet 10G (рисунок 4). В данном кластере рабочие станции DELL Т620 используются для пре- и постпроцессинга удалёнными клиентами с рабочих мест сотрудников отдела прочности по заводской сети. Количество клиентов на каждой рабочей станции от 1 до 3.

ИБП Sntarl-UPS 3000VA

»EU P,v,,..

MbUSniBrl-LTS XL Moiiubr.WO0VA

Рисунок 4 - Расчётный кластер отдела прочности ТАНТК

Третья глава посвящена расчётному и экспериментальному определению динамических характеристик модифицированной конструкции. Необходимость этого вызвана тем, что нагрузки на водоизмещающую часть самолёта-амфибии при контакте с водой носят быстроизменяющийся, ударный характер и не могут быть воспроизведены в условиях испытательной лаборатории. Вариации состояния водной поверхности (высота, длина, профиль, интерференция волн) куда более многочисленные, нежели характеристики турбулентности атмосферы. Необходим инструмент поэкземплярного накопления «истории нагружения» элементами расчётной модели, которая повторяла бы фактически выполненные в эксплуатации режимы. В результате можно получить, как минимум, эквивалент между эксплуатацией и повторно-статическими испытаниями днища, как максимум - процедуру виртуальных испытаний с уникальным циклом эксплуатационного нагружения каждого экземпляра. Решение связанной задачи упругого и гидродинамического деформирования конструкции предполагает выполнение большого объёма вычислительных операций, что накладывает жёсткие ограничения на размерность расчётной модели. Раскрыта методика подготовки расчётной модели, приведён пример (рисунок 5) решения задачи связанного гидроупругого взаимодействия модифицированной лодки самолёта-амфибии Бе-200ЧС с взволнованной водной поверхностью, смоделированной методом жидких сфер. Длина бассейна 93 метра, ширина 7,4 метра, глубина 3 метра от средней линии волны. Диаметр жидкой сферы 70 мм, количество сфер в бассейне 4*106.

Рисунок 5 - Модель бассейна с водой

В ходе расчёта определены временные реализации напряжений в каждом элементе сетки. Это позволяет вычислить повреждаемость в критических местах конструкции при данном профиле волнения.

Модальные параметры конструкции (частоты и формы собственных колебаний, конструкционное демпфирование) характеризуют состояние основных силовых элементов конструкции. По изменению форм

собственных колебаний можно обнаруживать не только усталостные, но и случайные повреждения, что значительно повышает надёжность контроля состояния планера самолета. В свою очередь, это позволит выполнять периодическое техническое обслуживание планера, связанное с визуальным и инструментальным контролем, не по консервативной программе, а по фактическому состоянию, что значительно снизит стоимость эксплуатации. Отличительной особенностью таких сложных механических систем, как планер транспортного самолёта, является высокая «насыщенность» собственными формами сравнительно узкого частотного диапазона, ориентировочно, от 2 Гц до 10 Гц. Разница собственных частот составляет десятые доли Герц. В этих условиях качество модального анализа определяется количеством и правильно выбранными местами установки датчиков. Рост количества задействованных датчиков влечёт за собой увеличение времени и трудоёмкости обработки данных эксперимента. Достижение хорошего качества модального анализа одновременно с приемлемой продолжительностью осуществимо путём математического описания признаков собственных колебаний, превращением описания в алгоритмы, передача процедуры анализа экспериментальных данных компьютеру.

Аналоговые сигналы датчиков ускорений система бортовых измерений превращает в цифровой вид, каждый из них после прохождения через аналого-цифровой преобразователь представлен в виде матрицы значений системного времени и соответствующего ему измеренного ускорения. Это обстоятельство позволяет воспользоваться преимуществами цифровой обработки сигналов, перейти из временной области представления в частотную, и там сформулировать признаки собственных форм.

Принято, что на всех графиках спектральной плотности мощности (СПМ) сигналов датчиков, не совпадающих с узлами данной формы колебаний, на её частоте присутствуют локальные максимумы. Кроме этого, сделано допущение, что ускорения точек конструкции в местах установки акселерометров на данной частоте либо однофазны, либо противофазны. Блок-схема алгоритма приведена на рисунке 6.

Рисунок 6 — Алгоритм поиска формы колебаний

Дано описание реализации данного алгоритма как в наземных испытаниях, так и в лётных испытаниях транспортного самолёта Ил-76ТД, модифицированного под самолёт дальнего радиолокационного обнаружения. На самолёте было размещено 54 трёхкомпонентных датчика перегрузок с регистрацией 83 каналов измерений. Всего математически были заданы 34 формы колебаний, из них 32 были определены. Таким образом, практически была подтверждена возможность применения модернизированной методики для определения частот и форм колебаний самолёта в полете.

Четвёртая глава содержит разработанные и опробованные методики определения повреждаемости для каждого критического места конструкции в эксплуатации с учетом совокупности типовых полетов, относительных долей их осуществления, повторяемости нагрузок от атмосферной турбулентности для различных высот полета, географических районов, соответствующих трассам эксплуатации самолёта. Полётные файлы штатных бортовых самописцев стали источником информации для построения как упрощённых моделей связи эквивалентных нагрузок с эквивалентной перегрузкой в центре тяжести самолёта (рисунок 7), так и более сложных моделей (рисунок 8) восстановления переменного нагружения в течение полёта в зависимости от текущих перегрузки, скорости, высоты, веса, положения механизации, и так далее.

Рисунок 7 - Зависимость эквивалентного изгибающего момента от эквивалентной перегрузки в центре тяжести самолёта

Обработка полётной информации происходит на земле на базе разработчика самолёта. Приведён состав необходимых на этапе лётных испытаний работ, обеспечивающих дальнейшее построение моделей. Раскрыты алгоритмы уже реализованного и используемого программного обеспечения. Анализ полётных файлов позволяет вывести эквивалент по повреждаемости регулярных зон между проведёнными ресурсными испытаниями исходного самолёта и новыми типовыми полетами модифицированного самолёта.

1Ьгибяз01Ш1Й-' момент.

■ еш.^

щт

ВремяГеекуязи'

Рисунок 8 — Сопоставление изгибающих моментов

Расчётные соотношения базируются на теории линейного суммирования повреждений и соответствуют методу обеспечения безопасного ресурса.

Более точно оценка условий эксплуатации модифицированного самолёта в части переменного нагружения осуществима путем использования систем мониторинга нагрузок. Системы мониторинга нагрузок содержат уже бортовую и наземную части. На борту размещаются легкосъёмные корпусные тензодатчики (например, 8Т-350), устройства связи и согласования. Обработка выполняется на борту автоматически. Современные технологии беспроводкой связи позволили сделать такую систему

необслуживаемой, доступны не только дистанционная передача накопленных и обработанных результатов на портал разработчика самолёта, но и перепрограммирование бортовой части более свежими версиями программного обеспечения.

Приведён пример записи в разделе 005 «ресурсы и сроки службы» Руководства по технической эксплуатации (РЭ) самолета Бе-200ЧС, содержащий эквиваленты между различными профилями типовых полетов. Данная формула позволяет эксплуатировать конкретный экземпляр за рамками назначенного ресурса при преобладании «лёгких», в смысле накопления повреждаемости, профилей полётов. В случае преобладания «тяжёлых» профилей, эксплуатация будет остановлена по условиям прочности до истечения назначенного ресурса, что гарантирует ненаступление критического по усталости состояния и повышает безопасность полётов. Запись в разделе 005.10.06 РЭ одобрена сертификационным центром «ЦАГИ — Тест» и АР МАК.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

В соответствии с поставленными целью и задачами в диссертационной работе получены следующие результаты.

1. Сформулированы рекомендации по расчёту прочности методом конечного элемента модифицированных агрегатов конструкции путём структурного анализа твёрдотельных сборок высокой детализации.

2. Разработана методика численного моделирования гидроупругого взаимодействия конструкции лодки самолёта-амфибии с взволнованной водной поверхностью в связанной постановке для оценки накопленной усталостной повреждаемости днища.

3. Разработана методика идентификации частот и форм колебаний самолёта в полете, способная служить базой для диагностики структурных повреждений по изменению модальных параметров в режиме реального времени.

4. Разработаны и реализованы алгоритмы восстановления переменной нагруженности планера самолёта в эксплуатации по данным МСРП и по данным специализированной системы мониторинга нагрузок, позволяющие выполнять поэкземплярное отслеживание расхода-остатка назначенного ресурса.

5. Совокупность предложенных технических решений позволяет обосновать ресурс модифицированного самолёта на основе данных его эксплуатации, ресурсных и лётных испытаний исходной конструкции, комплекса расчётно-экспериментальных работ, без постройки и ресурсных испытаний полноразмерного модифицированного планера.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНО

в изданиях, рекомендованных Высшей аттестационной комиссией

1. Клепцов, В. И. Метод измерения пульсаций давления от воздушного потока в районе следящего выводного устройства самолётной оптической аппаратуры / В. В. Карачунский, В. И. Клепцов // Вопросы оборонной техники -2010. -№ 1 (356). -С. 43-48.

2. Клепцов, В. И. Обоснование долговечности конструкции транспортного самолёта при многоцелевом применении по результатам ресурсных и лётных испытаний / П. А. Фомичев, В. И. Клепцов //Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика с. П. Королёва (национального исследовательского университета) 2013. - № 2 (40).-С. 46-53.

3. Клепцов, В. И., Модернизация метода определения частот и форм колебаний самолёта в полёте на основе использования современной цифровой распределённой мониторинговой системы бортового документирования / В. И. Клепцов В. Н. Котов, И. П. Щербинин //Мехатроника, автоматизация, управление, - 2013. - №6,-С. 58-63.

4. Клепцов, В. И. Оптимизация затрат на обоснование ресурса модифицированной конструкции транспортного самолёта. / В. И. Клепцов //Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С. П. Королёва (национального исследовательского университета). -2015. -№1- С. 36-45.

в других изданиях

5. Клепцов, В. И. К методологии выявления форм колебаний авиационных конструкций в полете / В. И. Клепцов //Сборник докладов V научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2004», 3-4сентября 2004 г. - Часть 1. - М.: ЦАГИ, 2004. - С. 263 - 270.

6. Клепцов, В. И. Уравнения Лагранжа второго рода применительно к анализу установки маршевых двигателей самолёта-амфибии Бе-200. / В. И. Клепцов // 5-я международная конференция «Авиация и космонавтика — 2006». 23 - 26 октября 2005 года. Москва. Тезисы докладов. - М.: Изд-во МАИ, 2006. - С. 208.

7. Клепцов, В. И. Структурный анализ твёрдотельных сборок авиационных конструкций высокой детализации как основа расчёта долговечности. / В. И. Клепцов М. Ю. Георги, К. А. Иванов // Сборник докладов IX международной научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2012» 7 - 8 сентября 2012 года. - Часть И. -М.: ЦАГИ, 2012. - С. 48 - 56.

8. Клепцов В. И. Влияние параметров схематизации случайных процессов на оценку нагруженности самолёта / В. И. Клепцов, С. В. Ваку-ленко // Авиационно-космическая техника и технология: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм, ун-та им. Н. Е. Жуковского «ХАИ». - Вып. 4 (101). -X.: ХАИ, 2013. - С. 49-54.

9. Клепцов В. И. Уточнение изгибающих моментов по крылу самолёта с учётом данных лётных измерений / П. А. Фомичев, С. Ф. Мандзюк, В. И. Клепцов // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм, ун-та им. Н. Е. Жуковского «ХАИ». -Вып. 4 (76). -X.: ХАИ, 2013. - С. 7-14.

Подписано в печать 10.07.2015 г. Формат 60x84/16. Объем 1 п.л. Тираж 100 экз. Заказ№ 30.

Отпечатано в типографии издателя Ступина С.А.

347900, Россия, Ростовская обл., г. Таганрог, пер. Лермонтовский, 25. Тел/факс (8634) 311-288.