Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный

технический университет»

Факультет Авиа - и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовому проекту

по дисциплине «Прочность конструкций»

Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность «Су-26»

С одержание

Введение

1. Техническое описание конструкции самолета «Су-26»

1.1 Определение перегрузок

1.2 Маневренная нагрузка

1.3 Нагрузки при болтанке

2. Определение нагрузок на крыло

3. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла

4. Подбор сечений элементов крыла

4.1 Подбор сечений поясов лонжеронов в растянутой зоне крыла

4.2 Подбор сечений стрингеров

4.3 Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне

4.4 Подбор толщин стенок лонжеронов

Список литературы

Введение

К самолету, как летательному аппарату, предъявляются весьма сложные и разнообразные требования. Многие из этих требований являются противоречивыми, например, самолет должен иметь хорошие летные данные и одновременно с этим должен быть достаточно прочным в эксплуатации и иметь минимальную массу при относительно небольших миделях конструкций (крыла и т. д.).

Прочность конструкций является одним из основных факторов обеспечения безопасности полета любого летательного аппарата.

Непрерывный рост скорости и высоты полета самолетов оказывает решающее влияние на изменения их аэродинамической компоновки и конструктивно-силовых схем. Это влияние приводит к значительным изменениям формы в плане и толщины профилей крыла, формы и удлинения фюзеляжей. Все это требует дальнейшего развития и совершенствования методов расчета на прочность авиационных конструкций.

Современные методы расчета самолета на прочность в основном опираются на теорию расчета тонкостенных конструкций, разработанную советскими учеными В. Н. Беляевым, В. 3. Власовым, В. Ф. Болховитиновым, А. А. Уманским, A.M. Черемухиным, Л. И. Балабухом, С. Н. Каном, И.А.Свердловым, И. Ф. Образцовым и др.

Основная роль в разработке и внедрении практических методов расчета и испытаний самолетных конструкций принадлежит коллективам авиационных научно-исследовательских организаций и опытно-конструкторских бюро.

Силами этих организаций и ОКБ или под их руководством проведены обширные теоретические и экспериментальные исследования нагружений самолета в процессе эксплуатации, позволившие сформулировать основной для расчета на прочность документ «Нормы прочности самолетов».

Целью проектировочного расчета является подбор геометрических размеров крыла, площадей отдельных элементов крыла (площади стрингеров, поясов лонжерона, толщины обшивки и стенки лонжерона), исходя из предельных нагрузок на конструкцию.

Для проверки правильности результатов проектировочного расчета проводится проверочный (поверочный) расчет. Целью поверочного расчета является определение напряжений в сечениях элементов конструкции и сравнение их с разрушающими напряжениями, а также определение запаса прочности конструкции в целом и ее элементов.

Объектом курсового проектирования является крыло самолёта Су-26 согласно таблицы 1 [1] вариант № 7.

Курсовой проект состоит из введения, расчетной части, списка литературы, приложений и комплекта чертежей.

1. Техническое описание конструкции самолета «Су-26»

Самолет Су-26 (Рисунок 1,2) - одноместный спортивно-пилотажный самолет для акробатического пилотажа. Данный самолёт по аэродинамическим характеристикам относится к нормальной (классической) схеме. Для этой схемы характерным является расположение горизонтального оперения за крылом.

Большая тяговооруженность в сочетании с оптимальной нагрузкой на крыло и отличной управляемостью позволяет выполнять на нем комплексы фигур высшего пилотажа любой сложности.

Самолет создан в конструкторском бюро имени П.0.Сухого специально для тренировок и участия в международных соревнованиях летчиков-спортсменов экстра-класса.

Самолет проектировался с учетом требований соревнований мирового уровня и обладает характеристиками, достаточными для наиболее полного проявления мастерства спортсмена:

· тяговооруженность самолета такова, что дает возможность выполнять пилотаж без потери высоты, обеспечивает большую скороподъемность, хорошие разгонные характеристики и выполнение фигур пилотажа при наборе высоты и на вертикали;

· эффективность элеронов обеспечивает высокую угловую скорость крена, четкую фиксацию и выполнение многократных вращений;

· небольшие нагрузки на органы управления способствуют чистоте и четкости фигур пилотажа, делают самолет легким и удобным в пилотировании;

· необычайно высокая прочность конструкции в сочетании с наклоном сиденья летчика под углом 45° позволяет выполнять пилотаж с перегрузками +I2/-I0;

· руговой обзор через фонарь и прозрачные боковые и нижние панели фюзеляжа позволяет пилоту свободно ориентироваться при любых эволюциях самолета.

Самолет Су-26 - свободнонесущий моноплан со среднерасположенным крылом и неубирающимся шасси рессорного типа с хвостовым колесом.

Конструкция самолета выполнена из современных композиционных материалов - углепластиков, органопластиков, а также из традиционных материалов - стали и титановых сплавов. Доля веса композиционных материалов в конструкции превышает 50 %.

На самолете установлен поршневой двигатель М-14П воздушного охлаждения мощностью 360 л.с. с винтом изменяемого шага. Самолет имеет необходимое пилотажно-навигационное оборудование.

Достоинствами самолета являются простота обслуживания, надежность узлов, агрегатов и систем.

Мягкая амортизация рессорного шасси, низкое давление в пневматиках колес, небольшая взлетно-посадочная дистанция позволяют эксплуатировать самолет на аэродромах ограниченных размеров и без искусственного покрытия.

Для увеличения дальности полета на самолет может быть установлен подвесной топливный бак. Самолет оснащен автоматическим воздушным винтом В-530ТА-Д35 производства СССР.

Рисунок 1 Общий вид самолета

Рисунок 2 Общий вид самолета

Таблица 1 – Расчетные массы

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. В перегоночном варианте на самолет устанавливается дополнительный топливный бак емкостью 139,5 л (105 кг).

2. Аэронавигационный остаток топлива 7 % от варианта заправки, остаток масла 5 кг.

3. Объем невырабатываемого топлива 2 л.

4. Допуск на массу пустого самолета ±3 %.

Таблица 2 – Геометрические данные

Таблица 3 – Летные данные

Согласно классификации ICAO данный самолет «Су-26» относится к акробатической категории – самолеты с количеством посадочных мест не более 9, с максимальным взлетным весом G_o < 5700 кг и предназначенные для использования без ограничений.

1.1 Определение перегрузок

Действующие на самолет перегрузки могут возникать как при выполнении маневра, так и при полете в болтанку.

Для самолета «Су-26» акробатической категории п^э _ман = 8,0 , минимальная перегрузка 6,0. При выпущенных элевонах перегрузка равна 2,0.

1.2 Маневренная нагрузка

Для определения внешних нагрузок, действующих на самолет и его отдельные агрегаты при эксплуатации, установлены основные расчетные случаи, как наиболее тяжелые случаи нагружения. Режимы и условия полёта, при которых возможны опасные нагружения отдельных частей или элементов конструкции самолета, называются расчетными случаями и обозначаются буквами. Произведя расчет на прочность и лабораторные статические испытания самолета на эти случаи, можно считать, что самолет будет достаточно прочным при условии его правильной эксплуатации.

Расчетные случаи нагружения делятся на полетные (А, А', В, С, D, D' и др.) и посадочные случаи (Е, Е', и др.).

Случай А – это криволинейный полёт в вертикальной плоскости при больших и максимальных углах атаки (горка, выход из пикирования в самой нижней точке).

Случай А' - это криволинейный полёт в вертикальной плоскости, но на небольших углах атаки (начало входа в горку).

Случай В - это криволинейный полёт (начало выхода из пикирования, и полёт с отклоненными на не больших углах элеронами).

Случай С – полёт в условиях пикирования с большим отклонением элеронов (подъёмной силы нет).

Случай D - это криволинейный полёт с отрицательными перегрузками (выход из горки и обратный выход из пикирования)

Случай D' - это криволинейный полёт в вертикальной плоскости (начало выхода из горки и начало обратного выхода из пикирования).

В данном курсовом проекте для самолета «Су-26» рассматриваются 2 полетных случая нагружения А и В. Для каждого из них задаем коэффициент безопасности f и эксплуатационную перегрузку n^э .

Задаем скоростной напор

q =

и угол атаки , определяемый через коэффициент подъемной силы с_у крыла.

Последние три величины связаны между собой зависимостями

q = n^э и с_у = n^э .

При Н = 0 м, ρ = 0,125 кг·с² /м⁴

q =

В таблице 1[1] приведены значения n^э , с_у , q , f для каждого расчетного случая. Выбираем заданные расчетные случаи, определяем все необходимые величины и сводим в таблицу 4 - Полетные случаи нагружения крыла.

Для случая А:

с_у = 0,55 α = 7˚

с_умах = с_у =0,55 α = 7˚

Для случая В:

q_B = q_max , для расчета принимаем с_у = 0,55:

с_у = n^э _мах

с_у = n^э _мах = .

Таблица 4 - Полетные случаи нагружения крыла

1.3 Нагрузки при болтанке

Величина болтаночной перегрузки определяется по формуле

, (1)

где к_g = - коэффициент ослабления порыва; - массовый параметр самолета; S - площадь крыла, м² ; l - размах крыла, м; b_сгх = - средняя геометрическая хорда крыла, b_сгх = 1,567 м; - плотность воздуха, =0,93 кг/м³ при Н = 3000 м; - производная коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, рад^-1 : берём приближенно = 0,55; W — эффективная скорость вертикального порыва, м/с; V - индикаторная скорость полета самолета, м/с.

Определяем величины болтаночной перегрузки при разных скоростях.

Скорость вертикальных воздушных порывов для однократной болтанки принимаем W = 10м/с ([2], с.22). Рассчитаем массовый параметр самолета при V = 69,44 м/с (250 км/ч); 80,6 м/с (290 км/ч); 86,11 м/с (310 км/ч).

к_g =

при V = 69,44 м/с (250 км/ч);

при V = 80,56 м/с (290 км/ч);

при V = 86,11 м/с (310 км/ч);

Затем строим диаграммы "скорости-перегрузки" при маневре и при болтанке - V-n (Приложение 1 и 2), которые называются диаграммами ICАО.

Условие прочности самолета должно соблюдаться при всех комбинациях воздушной скорости (скоростного напора) и перегрузок на границе и внутри области диаграмм при совершении маневров и в болтанку.

Теоретический аэродинамический контур крыла самолета «Су-26» строим согласно таблицы геометрии контура крыла и аэродинамических характеристик профиля (таблицы 2 [1]), необходимые расчетные данные сводим в таблицу 5.

При отсутствии продувок в области отрицательных углов атаки можем принять с_{у min} = -с_{у max} (для симметричных профилей).

2. Определение нагрузок на крыло

Приведенный метод расчета применим для двухлонжеронных стреловидных и трапециевидной формы в плане крыльев, но все нагрузки рассчитываем для настоящего крыла Су-26.

При определении величины подъемной силы Y и распределения её по размаху крыла в виде аэродинамической нагрузки в расчет вводится полная площадь крыла, включая подфюзеляжную часть.

Таблица 5 – Геометрические характеристики профиля NACA – 009

Все случаи нагружения крыла в полете отражены в Нормах прочности (Авиационные правила) и сведены к шести случаям: случаи А, А', В, С, Д, Д'.

Случаи А, А' характерны наибольшими изгибающими моментами и максимальными перегрузками (выход из пикирования, полет с набором высоты).

Случаи В, С отличаются большими крутящими моментами (отвесное пикирование, полет с резким отклонением элеронов).

Случаи Д, Д' характерны отрицательными перегрузками (вход в пикирования в нижней точке).

Вся нагрузка, действующая на крыло (воздушная, сосредоточенная и массовая), преобразуется к перерезывающей (поперечной) силе Q_y , изгибающим М_х , крутящим М_кр моментам и осевой силе N.

В курсовом проекте необходимо определить воздушные и инерционные нагрузки, изгибающие М_х и крутящие моменты М_кр и перерезывающую силу Q_y , действующие в каждом сечении крыла (рисунок 3).

q

Рисунок 3 - Расчетная схема нагружения крыла

Перерезывающие силы и изгибающие моменты вызывают изгиб крыла, совокупность касательных сил – его кручение.

Под действием изгибающего момента возникают осевые усилия в поясах лонжеронов (верхние пояса сжаты, нижние растянуты), стрингерах и частично в обшивках.

Перерезывающая сила воспринимается стенками лонжеронов и обшивкой, в них возникают сдвиговые ^стенки и касательные усилия q.

Нервюры крыла, выполненные в виде плоских балок, необходимы для сохранения профиля крыла, создания жесткости крыла и передачи нагрузок на другие элементы крыла.

Обшивка воспринимает кручение, некоторую часть осевых усилий и служит для придания обтекаемой формы крыла.

В курсовом проекте необходимо определить воздушные нагрузки для случаев А и В.

Значение выбираем в зависимости от веса самолёта и скоростного напора по таблице 5[1], отсюда = 912,64 кг/м² .

В случае А:

; ; ; (2)

Значение принимаем с_у = 0,55 , тогда:

.

В случае В:

; ; ; (3)

Значение принимаем с_у = 0,55

.

Расчет нагрузок сводим в таблицу 6.

То результатом расчета воздушных нагрузок строим эпюру распределения погонных воздушных нагрузок по размаху крыла.

Применяя метод интегрирования (таблица 7), получаем значения поперечной силы и изгибающего момента , строим эпюры силовых факторов и по размаху крыла.

(4) (6)

(5) (7)

С эпюр и снимаем величины поперечной силы и изгибающего момента в рассматриваемом сечении крыла.

Подбор сечения элементов крыла производим из условий работы крыла на изгиб и кручение.

Таблица 6 Расчет воздушных нагрузок

Таблица 7 Расчет изгибающих моментов и перерезывающей силы

3. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла

Обшивка крыла в общем случае работает на кручение и растяжение - сжатие. Подбор толщины обшивки δ_обш производится по наибольшему крутящему моменту, который возникает в расчетных случаях В и С по формуле Бредта:

(8)

где - расчетный крутящий момент в рассматриваемом сечении;

Ω - площадь контура крыла, работающего на кручение;

- разрушающее напряжение материала обшивки, работающего на кручение, сдвиг, кг/мм² .

Для определения площади контура, работающего на кручение, вычерчиваем в масштабе профиль расчетного сечения крыла .

Работающим на кручение считается контур от носка сечения (или от первого лонжерона) до заднего лонжерона (рисунок 4).

Рисунок 4 - Определение контура, работающего на кручение

Положение переднего и заднего лонжеронов выбираем из конструктивных соображений: 30% для переднего и 70% для заднего лонжерона. Площадь контура Ω непосредственно вычисляем по чертежу контура крыла.

Вычисление крутящего момента

Расчет крутящего момента в рассматриваемом сечении проводим в зависимости от моментных характеристик профиля крыла.

Для симметричного профиля крыла наибольший крутящий момент возникает для расчетного случая В (полет с отклоненными элевонами). Для определения крутящего момента в сечении необходимо рассчитать погонный крутящий момент по размаху крыла.

Погонный крутящий момент в случае В определяется по формуле (без учета агрегатов или грузов, расположенных на крыле):

, (9)

где и - координаты центра масс и центра жесткости сечения, в проектировочном расчете они выбираются по статистике; - координата центра давления сечения крыла; - воздушная аэродинамическая нагрузка в сечении крыла; - распределенная инерционная нагрузка от веса крыла.

Относительные координаты центров тяжести и жесткости выбираем по статистике:

; .

Принимаем ; .

Сжимаемость воздушного потока при полете самолета влияет на положение центра давления Х_д .

Учет сжимаемости воздуха на положение центра давления на дозвуковых скоростях полета производится за счет поправочного коэффициента

, (10)

Коэффициент определяется по специальный графикам, прилагаемым в Нормах Прочности, а величина определяется как абсолютная величина тангенса угла наклона моментной кривой к оси .

Величина ,

где коэффициент определяется либо по специальному графику, либо по формуле:

, (11)

где М - число Маха.

где а – скорость звука, при Н = 3000 м; а = 328,56 м/с.

.

оэффициент определяем в зависимости от отношения хорды элевона к хорде крыла по формулам:

; (12)

; .

Значение производной берется с графика в Нормах Прочности. Отношение = - добавка, которая учитывает угол отклонения элевонов, и определяется по плановой проекции крыла.

Положение относительной координаты центра давления для дозвуковых самолетов, в частности «Су-26», по статистическим данным выбираем равным 0,26.

В случае В коэффициент подъемной силы сечения принимается равным коэффициенту подъемной силы крыла .

; , (13)

где q_{тах тах} – максимально допустимый скоростной напор; n^э _тах - максимальная эксплуатационная перегрузка; V² _тах – максимальная скорость полета самолета; - массовая плотность воздуха на уровне земли; G_сам – взлетный вес самолета.

Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла в проектировочном расчете производится пропорционально хордам крыла:

; , (14)

где коэффициент безопасности .

Массовыми нагрузками крыла по сравнению с аэродинамическими нагрузками при проектировочном расчете пренебрегают.

Вычисление крутящих моментов и проводят по формуле (15) методом табличного интегрирования (таблица 8).

Таблица 8 Расчет крутящих моментов

В сечениях, где проходит элерон, получаются двойные значения и .

Используя формулу Бредта, проводим расчет погонного крутящего момента в каждом сечении. Интегрируя таблично погонный крутящий момент, получаем значения крутящего момента в каждом сечении:

(15)

По результатам интегрирования строим эпюру распределения крутящего момента по размаху крыла, с которой снимаем значение в рассматриваемом сечении для определения толщины обшивки.

Погонный крутящий момент определяется следующим образом:

- для сечений, не проходящих через элерон

; (16)

- для сечений, проходящих через элерон

; (17)

Затем по справочнику находим предел прочности на растяжение материала обшивки (алюминиевые сплавы имеют предел прочности = 40 - 42 кг/мм² в зависимости от марки материала и его термообработки), принимаем 42 кг/мм² .

Разрушающее касательное напряжение для обшивки принимается

кг/мм²

Рассчитав величины ; ; , находим толщину обшивки:

мм

Полученное значение толщины обшивки округляем до ближайшей большей стандартной толщины листового материала согласно таблицы 9[1]: принимаем 0,5 мм.

4. Подбор сечений элементов крыла

Подбор сечений поясов лонжеронов и стрингеров производится отдельно для растянутой и сжатой зон сечения крыла.

4.1 Подбор сечений поясов лонжеронов в растянутой зоне крыла

Площади сечений элементов продольного набора крыла определяют, исходя из осевого усилия Ν, приходящегося на панель крыла

Ν = Ν_{обшивки} + Ν_поясов + Ν_{стрингеров}

Осевое усилие N определяется, исходя из величины изгибающего момента по формуле:

, (18)

(19)

где ; - габаритные высоты соответственно первого и второго лонжеронов в рассматриваемом сечении крыла; - коэффициент для поясов таврового сечения - учитывает разность высот и точек приложения равнодействующих осевых усилий в первом и втором лонжеронах в растянутой и сжатой панелях крыла.

мм

кг

Площадь сечения пояса первого лонжерона определяем по формуле:

, (20)

где - коэффициент, определяющий долю осевого усилия N на пояса лонжеронов растянутой зоны; принимаем к = 0,5.

мм

Из конструктивных соображений и безопасности полета принимаем площадь сечения пояса первого лонжерона в растянутой зоне равное 240 мм² .

Величина изгибающего момента в заданном сечении (0,6) определяется по эпюре для рассматриваемого сечения крыла.

Площадь перечного сечения пояса второго лонжерона определяется обратно пропорционально квадрату отношений высот первого и второго лонжеронов, исходя из формулы

. (21)

мм,

принимаем 160 мм² .

4.2 Подбор сечений стрингеров

При расчете площадей сечений стрингеров в растянутой зоне крыла исходим из условия, что расстояние между стрингерами (шаг стрингеров) равен 125 мм, количество стрингеров m = 5. Панель расположена между лонжеронами (рисунок 5).

Рисунок 5 - Обшивка со стрингерами

Площадь поперечного сечения стрингера определится по формуле:

, (22)

где σ^п _пч, σ ^об _пч, σ^стр _пч – пределы прочности материалов поясов лонжеронов, обшивки и стрингеров; - коэффициент, учитывающий неполную работу обшивки, определяется в зависимости от толщины обшивки δ_об по таблице 10[1]: δ_об = 0,6. Так как элементы крыла изготовлены из однородного материала Д16Т, то σ^п _пч, =σ ^об _пч, =σ^стр _пч = 42кг/мм² .

Принимаем F_стр = 140 мм² .

4.3 Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне

Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне проводится, исходя из критических напряжений σ_кр в элементах продольного набора крыла.

Площадь пояса первого лонжерона сжатой зоны определяется:

, (23)

, (24)

где σ_кр ^стр , σ_кр ^п – критические напряжения в стрингерах и поясах лонжеронов; F_{стр+обш} – приведенная площадь обшивки и стрингера

Количество стрингеров в сжатой зоне (m = 5) принимается равным их количеству в растянутой зоне.

кг.

Площадь поперечного сечения пояса второго лонжерона сжатой зоны определяется из соотношения:

. (25)

Принимаем, что для поясов лонжеронов критические напряжения равны пределу прочности материала поясов

.

Площадь учитывает площадь поперечного сечения стрингеров и приведенную площадь обшивки :

В_пр ; ; ; (26)

где Е_обш , Е_стр – модули упругости первого рода материала обшивки и стрингеров

мм

мм

мм² .

мм²

Из конструктивных соображений и безопасности полета принимаем площадь сечения пояса первого лонжерона в сжатой зоне равное 230 мм² .

мм² .

Принимаем 100 мм² .

ритические напряжения в стрингере вычисляют, исходя из расчета стрингеров на местную и общую потерю устойчивости и затем выбирают минимальное значение.

Местная потеря устойчивости в стрингере может возникнуть только для висячей полки уголка

(27)

где к = 0,46 для висячей полки уголка, в и δ - высота и толщина полки.

Критические напряжения при общей потере устойчивости стрингера вычисляют как для балки, защемленной по концам

, (28)

где: с – коэффициент, учитывающий заделку, для жесткой заделки равен 4; - шаг нервюр; - радиус инерции; - момент инерции висячей полки стрингера относительно оси х (рисунок 6); F – площадь сечения стрингера

обшивка полка стрингера

Рисунок 6 - Иллюстрация определения момента инерции

Найдем момент инерции висячей полки стрингера относительно оси х:

Для расчета критических напряжений в обшивке используют формулу

(29)

полагают и - расстояние между стрингерами, δ – толщина обшивки.

Затем проверяем нижнюю панель крыла на сжатие по расчетному случаю Д, чтобы определить правильно ли выбраны площади сечений элементов крыла для отрицательных нагрузок. Панель удовлетворяет случаю Д, если выполняется неравенство

, где .

Условие выполняется, следовательно, площади сечений элементов крыла для отрицательных нагрузок выбраны правильно.

4.4 Подбор толщин стенок лонжеронов

Подбор толщин стенок лонжеронов ведется из условия работы их на сдвиг под действием поперечной силы Q_у (с учетом конусности крыла).

Толщина стенки первого лонжерона

; ; (30)

где Т_ст1 – поперечная сила, действующая на стенку первого лонжерона,

- расчетный изгибающий момент, определенный по эпюре для рассматри

ваемого сечения крыла, - поперечная сила, определенная по эпюре для рассматриваемого сечения крыла, - средний угол конусности крыла, равный полусумме углов конусности переднего и заднего лонжеронов.

Приближенно угол конусности крыла вычисляют по формуле

(31)

где с_к ; с_кц – относительные толщины корневого и концевого сечения крыла; в_к; в_кц - корневая и концевая хорды крыла.

Разрушающее касательное напряжение для стенок принимают

Толщина стенки второго лонжерона определяется аналогично

; ; (32)

Полученные в результате расчета толщины стенок первого и второго лонжеронов округляем до ближайших, больших стандартных толщин обшивок: принимаем δ_{ст 1} = 1,5 мм, δ_{ст 2} = 1,0 мм.

Список литературы

1. Проектировочный расчет крыла самолета на прочность: Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине "Расчет самолета на прочность" / Сост.: Р.И. Гусева. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО "КНАГТУ", 2006. – 26 с.

2. Летные и технико-экономические характеристики «Су-26»

3. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М.; Машиностроение, 1984. – 376 с., ил.

4. С.Н. Кан, И.А. Свердлов. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М., Машиностроение, 1966 – 520 с., ил.

5. Шульженко М.Н., Конструкция самолетов.Изд. 3-е, перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.