Geum.ru

Федеральная целевая программа «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года». Государственный заказчик Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)

Вид материалаПрограмма

Содержание


В целях реализации перспективных проектов проводились научно-исследовательские работы.
Подобный материал:
1   2   3   4   5   6   7   8   9   10   11

В целях реализации перспективных проектов проводились научно-исследовательские работы.

В части исследований по аэродинамике, прочности, системе управления, экологии и ресурсу самолета МС-21 проведены расчетные исследования аэродинамической компоновки самолета МС-21 с крылом 9У, разработана КД. Получены результаты расчетных исследований по отработке местной аэродинамики вертикальных законцовок крыла перспективного магистрального самолета МС-21. Проведены экспериментальные исследования модели МС-21 в АДТ Т-102 с модифицированными предкрылками и закрылками. Определены аэродинамические характеристики модели самолета МС-21 в продольном и боковом каналах на взлетно-посадочных режимах полета, влияние геометрии предкрылков и углов отклонения предкрылков и закрылков на аэродинамические характеристики. Определены основные аэродинамические характеристики крыла во взлетно-посадочной конфигурации при их различных значениях. Определены параметры, являющиеся наиболее важными при отклонении элементов механизации. Разработаны уточнённые бумажная и электронная версии банка аэродинамических характеристик самолёта МС-21-200. Определены с учётом влияния упругости конструкции несущие свойства, характеристики продольной устойчивости самолёта, эффективности стабилизатора и руля высоты. Разработаны уточнённые бумажная и электронная версии банка аэродинамических характеристик самолёта МС-21-300. Выполнены экспериментальные исследования предварительной модели самолетов МС21-200/300. Получены предварительные результаты расчёта составляющих вредного сопротивления самолёта самолета МС-21-200 на крейсерском режиме полёта. Сформулированы рекомендации по его уменьшению. Разработано ТЗ на модель самолёта МС – 21 для испытаний в АДТ Т–104. Проведены расчётные исследования влияния имитаторов льда на аэродинамические характеристики самолёта. Выполнен 1 этап экспериментальных исследований модели МС-21 (М1Ф2/Ф3) с механизированным крылом 9. Определены нагрузки и шарнирные моменты на секции воздушного тормоза. Разработаны техническое задание и конструкторская документация на модификацию крупномасштабной полумодели ПМ128RRJ-95. Спроектирована и изготовлена исполнительная модель изолированного воздухозаборника маршевой силовой установки. Построена математическая модель силовой установки в компоновке с планером самолета МС-21. Спроектированы и изготовлены модель воздухозаборника вспомогательной силовой установки, исполнительная модель воздухозаборника маршевой силовой установки. Разработаны рекомендации по алгоритмам системы измерения высотно-скоростных параметров полета самолета. Проведены экспериментальные исследования по визуализации течений на модели МС-21 на крейсерском и взлетно-посадочных режимах полета. Выполнен сравнительный анализ с весовыми испытаниями. Проведены параметрические расчетные исследования по оптимизации основных геометрических параметров крыла самолета МС-21-400. Выбраны рациональные значения площади крыла и основных параметров самолета. Разработана предварительная аэродинамическая компоновка крыла. Сформирован банк аэродинамических характеристик нулевого уровня самолета МС-21-400. Проведены расчетные исследования по оценке границы начала бафтинга в условиях натурного полета. Разработаны и созданы макеты основных элементов установки для исследования нестационарных аэродинамических характеристик самолета МС-21. Разработана КД на пятикомпонентный измерительный преобразователь. Проведены расчётные исследования эффективности элеронов и интерцепторов. Сформулированы требования к путевому управлению. Проведена оценка самолёта как объекта управления в продольном и боковом каналах, получены основные характеристики устойчивости и управляемости самолёта без СДУ. Уточнены настройки СДУ на основных режимах полета и конфигурациях самолета МС-21. Скорректированы настройки основных параметров СДУ и получены результаты моделирования динамики самолёта с выбранными настройками. Предложен модифицированный алгоритм увеличения тяги, уменьшающий вероятность ложного форсирования тяги. Проведена стендовая отработка алгоритмов основного контура СДУ с участием лётчиков-испытателей и коррекция основных параметров СДУ. Получена оценка по основным характеристикам устойчивости и управляемости самолёта с СДУ. Получены настройки СДУ, обеспечивающие удовлетворительные характеристики управляемости самолёта МС-21. Проведены расчётные исследования по выбору настроек параметров резервного контура СДУ. В исследованиях на пилотажном стенде ПСПК-102 ЦАГИ с участием лётчика-испытателя дана оценка характеристик устойчивости и управляемости самолёта с резервной системой управления с выбранными расчётным путём параметрами системы и проведена коррекция основных параметров системы. Разработана математическая модель и программа расчета движения по ВПП проектируемого самолёта МС-21-200. Для проведения исследований вопросов динамики, устойчивости и управляемости и отработки системы управления самолета МС-21 на пилотажном стенде ПСПК-102 установлены и задействованы два комплекта боковых ручек управления (БРУ) с системой электромеханической загрузки. Выполнена настройка характеристик загрузки БРУ и оценка возможности их изменения в широких диапазонах. Получены первые оценки летчиков по управляемости самолета с активными БРУ. Проведены исследования характеристик устойчивости и управляемости самолёта как объекта управления в продольном канале на типовых режимах полёта. Разработаны альтернативные алгоритмы системы дистанционного управления СДУ в продольном канале. Разработана динамическая модель упругого самолета с крылом из композиционных материалов. Уточнены алгоритмы управления активной системы управления, обеспечивающие снижение экстремальных маневренных и ветровых нагрузок на крыло. Проведены расчетные исследования эффективности ограничителя пиковых нагрузок на горизонтальное оперение (ГО) самолета МС-21-300 и уточнены параметры алгоритмов системы продольного управления. Проведены расчетно-экспериментальные исследования влияния ударных повреждений на характеристики прочности элементов конструкции из композиционных материалов. Проведены испытания фрагментов стенки нервюры крыла без выреза и с вырезом на сдвиг. Предложен предварительный проект регламента технического обслуживания основных силовых элементов конструкции самолёта по условиям усталостной прочности и живучести. Разработаны: методика выборочного контроля конструкции по условиям усталостной прочности и живучести и методика получения оперативного вероятностного критерия оценки коррозионного состояния опасных по условиям коррозии мест ВС, рекомендации по неразрушающему контролю элементов конструкции планера из композиционных материалов.Определены технические требования по ресурсу конструкции и процедуры их выполнения для конструкций металлических фюзеляжей. Спроектирована и изготовлена новая уточненная многофункциональная динамически-подобная модель (ДПМ) консоли крыла самолета МС-21, проведены лабораторные стендовые испытания ДПМ консоли крыла и разработаны рекомендации для уточнения конструкции ДПМ консоли крыла самолета МС 21 и ее расчетной схемы. Усовершенствован метод видеограмметрии с маркерными точками. Предложена схема экспресс-калибровки, модернизирована процедура обработки изображений и представления результатов. Выполнен анализ результатов испытаний на многократные сбросы, разработана методика копровых испытаний на многократные сбросы колесного шасси. Выполнен расчет и обоснование эквивалента повреждаемости в процессе посадочного удара. Проведена процедура расчета объёмов многократности копровых сбросов с использованием статистических данных по повторяемости значений вертикальных скоростей приземления. Выполнена расчетная оценка акустической эффективности системы шумоглушения для силовой установки самолета МС-21. Рассмотрено 9 вариантов системы шумоглушения вентилятора двигателя и 9 вариантов комплексных систем шумоглушения одновременно вентилятора и реактивной струи двигателя ПД-14. Выполнена расчетная оценка параметров изоконтуров шума на местности. Выполнен анализ основных результатов, касающихся механизмов генерации шума предкрылком. Проанализированы возможности измерительного стенда АС-1 ЦАГИ с точки зрения размера создаваемого в заглушенной камере потока и его скорости. На основе проведенных исследований сформулировано техническое задание на изготовление модели крыла, разработана трехмерная модель участка крыла с элементами механизации и изготовлена модель участка крыла в сборе, отвечающая поставленным требованиям к проведению акустических измерений. Предложена новая концепция шумоглушения перспективного крыла МС-21. Создан макет модифицированного предкрылка с гофрированной нижней кромкой, разработана и изготовлена дополнительная модель модифицированного предкрылка. Определен облик бортовой конструкции с новыми теплозвукоизолирующими и вибропоглощающими материалами. Выполнено численное исследование трехмерного нестационарного неизотермического турбулентного течения воздуха внутри кабины экипажа самолета МС-21 при его вентиляции с целью определения основных параметров движения воздуха и их оптимизации на этапе технического решения проекта и получена полная трехмерная картина течения воздуха при аэротермовентиляции кабины пилотов . Рассчитаны траектории движения потоков воздуха внутри кабины, поля скоростей, давления, температуры и характеристик турбулентности. Проанализированы поля скорости и температуры в различных сечениях кабины пилотов. На основе анализа численных данных выданы рекомендации по оптимизации параметров системы аэротермовентиляции кабины экипажа самолета МС-21. Сформированы рекомендации по рациональной степени электрификации бортового оборудования самолетов. Проведены испытания новой аэродинамической модели самолета МС-21 с крылом 9/9М и фюзеляжем Ф21/Ф31 в АДТ Т-128. Проведены расчетные исследования по определению аэродинамических характеристик крейсерской конфигурации самолета МС-21. Исследованы особенности течения, связанные с интерференцией планера и силовой установки. Рассмотрены различные углы отклонения мотогонодолы от плоскости симметрии, выбрано наилучшее положение с точки зрения минимального сопротивления. Проведены исследования по совершенствованию аэродинамической компоновки ГО. Исследована возможность использования щелевого руля высоты для увеличения максимальной управляющей силы при отклонении руля. Проведены экспериментальные исследования модели самолёта МС – 21 с механизированным крылом, с целью определения влияния типовых (больших, расчётных) форм льда на аэродинамические характеристики самолёта. Проведены также расчётные исследования влияния обледенения на аэродинамические характеристики самолёта МС – 21 для различных условий обледенения. Разработана конструкторская документация изолированного горизонтального оперения модели самолета МС-21 с рулями высоты повышенной эффективности для испытаний с целью оптимального выбора геометрических параметров руля высоты. Выполнен комплекс экспериментальных исследований нестационарных характеристик потока и нагрузок, действующих на большеразмерную полумодель сверхкритического крыла большого удлинения. Определены критические углы атаки, соответствующие началу бафтинга. Сформирована первая редакция банка аэродинамических характеристик самолетов МС-21-200 и МС-21-300 на крейсерских и взлетно-посадочных режимах на основе результатов испытаний предварительных моделей М1Ф2 и М1Ф3. Проведена серия расчётных исследований по определению параметров потока в окрестности предполагаемого места установки воздухозаборника ВСУ для нескольких вариантов геометрии самолёта МС-21. Определены зоны повышенного давления в крейсерском полете, наиболее благоприятные для размещения туннельных воздухозаборников ВСУ. Подготовлен банк исходных данных для выбора геометрических параметров воздухозаборника ВСУ и оценки его характеристик. Экспериментально исследованы аэродинамические характеристики модели самолета МС-21-200 при вращении на больших углах атаки. Разработан и изготовлен стенд для проведения скоростной видеосъемки свободно летающих моделей в АДТ Т-105. Разработана математическая модель аэродинамики самолета МС-21 на закритических углах атаки. Выполнена апробация математической модели на примере модели самолета RRJ-95 и расчеты аэродинамических характеристик самолета МС-21-200 на закритических углах атаки. Проведены испытания модели самолета в аэродинамической трубе Т 105 и получены градуировочные характеристики при больших (штопорных) углах атаки и скольжения. Проведен анализ погрешностей измерения параметров потока в АДТ Т-106. Проведена доукомплектация измерительно-вычислительного комплекса ИВК М2 системы измерений параметров потока. Разработаны алгоритмы программного обеспечения системы измерения. Для калибровки тензовесов приобретена и освоена измерительная система MGCplus фирмы HBM (Германия). Разработаны программы сбора и обработки информации при калибровке тензовесов. Выполнены наладка, исследование и калибровка тензовесов В6-702, использующихся в АДТ Т-128 по программе испытаний моделей МС-21. Проведен анализ погрешностей калибровки тензовесов В6-702. Создана нелинейная модель «самолёт+СДУ» с учётом основных нелинейностей и особенностей цифровой реализации СДУ и проведен частотный анализ запасов устойчивости по амплитуде и фазе основного контура управления системы на основных режимах полёта, как для режима маневрирования, так и стабилизации углового положения. По результатам частотного анализа произведена коррекция настроек основного контура СДУ и сформулированы требования к параметрам нелинейностей приводов и временным запаздываниям. Уточнены состав и функции автоматизированной системы управления механизацией крыла (АСУМК). Разработаны алгоритмы АСУМК для случая использования шестипозиционного рычага управления механизацией. Уточнены алгоритмы упреждающей уборки механизации. Процессы упреждающей уборки механизации отработаны на пилотажном стенде ПСПК-102 при различной интенсивности турбулентной атмосферы в комплексе с выполнением других функций АСУМК по управлению механизацией. На пилотажном стенде ПСПК-102 с участием лётчиков-испытателей проведены исследования по отработке методики пилотирования на аварийной системе управления механизацией в условиях турбулентной атмосферы. Проведены экспериментальные исследования нестационарных аэродинамических характеристик модели самолета MC-21-200. Определены динамические производные комплексов при колебаниях по тангажу, рысканию и крену в широком диапазоне углов атаки. Исследовано также влияние наличия горизонтального оперения на динамические производные вышеперечисленных комплексов модели. Оценено влияние отклонения органов управления (стабилизатор, руль высоты, элероны и руль направлений) на демпфирование модели в различных каналах. Сформулированы основные требования, предъявляемые к ограничителям угла тангажа и крена. Разработаны законы работы ограничителей углов тангажа и крена на взлёте и посадке. Проведён анализ и выбраны параметры этих ограничителей, которые обеспечивают выполнение предъявленных требований. Проведены стендовые исследования по оценке алгоритмов ограничителя углов тангажа и крена на взлёте и посадке на пилотажном стенде ПСПК-102 ЦАГИ с участием лётчика-испытателя. По результатам стендовых исследований проведена коррекция параметров ограничителей угла тангажа и крена и подтверждена эффективность работы ограничителей угла тангажа и крена на взлёте и посадке с выбранными параметрами при различной турбулентности атмосферы. Выполнен комплекс работ по созданию панорамной системы визуализации пилотажного стенда самолета МС-21. Выполнена комплексная отработка пилотажного стенда самолета МС-21. Проведено комплексное тестирование систем при управлении от модели динамики полета. Проведены контрольные «полеты» для оценки качества работы всех систем пилотажного стенда. Обоснована и подтверждена расчетом структура централизованной гидросистемы управления самолетом МС-21. Проведен анализ последствий отказов элементов этой системы. Показано ее преимущество по сравнению с системой управления с автономными приводами и показаны возможности (пути) ее дальнейшего совершенствования. Разработана конструкторская документация стенда для испытаний и отработки системы рулевых приводов самолета МС-21 с системой загрузки позволяющей обеспечить максимальную нагрузку, соответствующую заявленной в параметрах приводов. Проведены исследования по обоснованию идеологии реконфигурации законов СДУ при отказах входных сигналов и произведен выбор их параметров. Произведена оценка функциональных возможностей СДУ в отказных ситуациях и выработаны рекомендации по реконфигурации алгоритмов с целью сохранения максимально возможного числа функций в отказных ситуациях. Выполнены исследования по выбору оптимальных настроек алгоритмов реконфигурации, позволяющих минимизировать негативные последствия при отказах входных сигналов. Выполнено уточнение параметров и эффективности систем повышения комфорта пассажиров и экипажа самолета МС-21 при полете в турбулентной атмосфере. Разработана динамическая модель упругого самолета с крылом из композиционных материалов и скорректированных упруго-массовых характеристик крыла и пилонов. Уточнены алгоритмы управления системы снижения турбулентных боковых перегрузок (ССП), использующей в качестве управляющего органа руль направлении. Разработан ограничитель угла скольжения при управлении самолета летчиком. Разработан технический проект на аппаратно-программный имитатор информационного обеспечения КСУ. Проведен анализ комплексирования систем ручного и автоматического управления САУ. Оценена возможность коррекции параметров дистанционной системы ручного управления (СДУ) в режиме автоматической стабилизации. Проведён сравнительный анализ расхода руля высоты на единицу перегрузки с его оценочным значением по алгоритмам СДУ. Выявлено существенное влияние режима работы двигателей на оценочное значение . Исследована возможность оценки собственных частоты и демпфирования короткопериодического движения самолёта по оценочному значению и априорному знанию ряда аэродинамических характеристик. Исследована возможность изменения коэффициентов статических обратных связей с учётом обеспечения необходимого запаса устойчивости в режиме автоматической стабилизации угла тангажа. Выполнены расчётные исследования по выбору параметров ограничителей предельных режимов (ОПР). Проведена стендовая отработка алгоритмов ОПР на пилотажном стенде ПСПК-102 с участием лётчиков-испытателей, получены оценки и даны рекомендации по коррекции алгоритмов и параметров в части ОПР. Выбраны критерии разрушения и методики расчета для обоснования статической прочности элементов конструкций из композиционных материалов. Проведены расчетные параметрические исследования остаточной прочности образцов и подкрепленной панели с производственными и эксплуатационными повреждениями. Проведен расчетный анализ влияния температуры и влажности на характеристики прочности и деформативности элементов конструкций из КМ. Методики протестированы с использованием экспериментальных данных. Даны рекомендации по обоснованному выбору необходимого критерия разрушения и обработке получаемых результатов. Предложены методы оценки прочности и устойчивости композиционных пластин. Даны рекомендации по построению конечно-элементных моделей панелей, выбору методов расчета их местной и общей устойчивости, оценки несущей способности и анализу получаемых результатов. Разработана методология расчета несущей способности отсеков крыла, фюзеляжа и оперения на основе балочной аналогии. Даны рекомендации по рациональному выбору диаметров болтов, их количеству и расположению в зоне соединения. Разработаны вспомогательные алгоритмы вычисления коэффициентов перегруженности в слоях КМ и генерации конечно-элементной модели подкрепленной панели с произвольным количеством стрингеров. Разработан алгоритм расчета коэффициентов линейного термического расширения и коэффициентов влажностного расширения для слоистого полимерного КМ. Разработаны конечно-элементные модели участков нижней панели прототипа крыла самолета МС-21 с люками – лазами. Даны рекомендации по проектированию панелей из КМ с люками – лазами. Выполнен подбор формы, размеров поперечных сечений и схемы укладки монослоев из КМ для типовых балок и стоек пола. Дана оценка экономии веса конструкции при использовании КМ для балок и стоек пола. Выполнена отработка местной прочности стыков балок и стоек с элементами каркаса фюзеляжа. Разработаны рекомендации для рабочего проектирования пола пассажирской кабины из композитных балок. Разработаны конструктивно-технологические варианты интегральных конструкций элементов управления из ПКМ. Проведены испытания образцов выбранных конструкций складчатых панелей на ударостойкость и живучесть. Выработаны рекомендации по оптимизации интегральных конструкций складчатого типа и технологии их изготовления. Выполнено методическое сопровождение и обоснование ресурса и живучести конструкции самолета МС-21. Обоснована применимость критерия живучести фюзеляжа "МС-21" с двухпролётной продольной трещиной в обшивке с разрушенным центральным шпангоутом. Предложена методика оценки долговечности соединений планера самолёта. Выполнен проектировочный расчёт долговечности и ресурса элементов поперечных стыков консолей крыла и центроплана, а также зон крепления ДУ. Даны предложения по оптимизации геометрических параметров рассмотренных зон. На основе сравнительного анализа характеристик образцов зарубежных углепластиков изготовленных по разным технологиям даны рекомендации для оценки допускаемых напряжений для агрегатов, выполненных из композиционных материалов. Разработана многоканальная система измерения аэродинамических нагрузок, деформаций и угловых перемещении конструкций УПМ и введена в экспериментальный процесс. Разработана математическая модель самолета и определены рациональная структура и законы управления активной системы снижения нагрузок и эквивалентные по усталостной повреждаемости нагрузки на все агрегаты планера для всех режимов типового полета. Уточнены характеристики типовой эксплуатации. Определены повторяемости нагрузок и эквивалентные по усталостной повреждаемости нагрузки на все агрегаты планера для всех режимов типового полета. Проведена оценка влияния активной системы снижения нагрузок на повреждаемость элементов конструкции, в том числе выполненных из композиционных материалов. На основе исследований современных экспериментальных методов анализа амплитудно-частотных характеристик конструкций самолетов определены основные методики и разработан состав комплексного стенда для проведения наземных частотных испытаний опытного самолета МС-21 и его агрегатов. Разработана конструкторская документация на пневмоопоры комплексного стенда, который модернизирован и дооснащен современным оборудованием. Проведены исследования по оптимизации состава и технологии получения наноклеевой композиции: решена задача диспергирования наночастиц в клеевой композиции; определена рациональная концентрация нанокомпонентов. Разработана технология подготовки рельефа поверхностей для нанесения наномодифицированного клеевого слоя, обеспечивающая достижение максимальных прочностных свойств клеевых соединений композиционного материала и титанового сплава. Проведены испытания на прочность образцов при сдвиге клеевого соединения стеклопластика и титанового сплава, при повышенной температуре. Проведены испытания на прочность исходных образцов, имитирующих соединения элементов конструкции, из углепластика для реализации на них вариантов клееболтовых соединений. По результатам установлены параметры болтов и отверстий, обеспечивающие равнопрочность на смятие и срез. Разработана концепция конструкции крупномасштабной многофункциональной аэроупругой модели крыла, предназначенной для исследований флаттера, бафтинга и характеристик статической аэроупругости. Разработана концепция встроенных систем измерения вибропараметров модели при исследованиях флаттера и встроенных и внешних систем измерения упругих деформаций модели, распределённых аэродинамических нагрузок, шарнирного момента и эффективности элерона при исследовании характеристик статической аэроупругости. Для оптимизации экспериментальных исследований разработана предварительная расчётная математическая модель физической аэроупругой модели. Выполнены параметрические расчёты флаттера, реверса и др. аэроупругих характеристик модели с учётом сжимаемости воздуха в лётном диапазоне скоростей.

Велись исследования по повышению уровня электрификации самолетов в обеспечение их конкурентоспособности по эксплуатационным характеристикам. Проводилось проектирование агрегатов и систем СЭС ПЭС (системы генерирования и запуска (СГЗ) двигателя, СГЗ ВСУ, статических преобразователей электроэнергии, распределительно-преобразовательного устройства, аппаратов защиты и коммутации, литий-ионных аккумуляторных батарей, перспективных бортовых электрических проводов), электрифицированной системы кондиционирования воздуха (СКВ ПЭС), вибрационной противообледенительной системы, разработка технических предложений на агрегаты и системы ЭЭК ПЭС, оценка эффективности применения технологии ПЭС на перспективных магистральных самолетах гражданской авиации в части электрификации системы управления, разработка демонстрационной САУ ГТД с электроприводными агрегатами. Разработаны технические предложения на агрегаты и системы ЭЭК ПЭС.

Рассмотрены варианты последовательного внедрения технологий ПЭС в системы управления летательных аппаратов. Получены оценки возможного снижения веса конструкции системы управления. Сформулированы требования для разработки промышленностью конкурентоспособных автономных рулевых приводов. Предложены структуры исполнительной части системы управления активного БСМС для вариантов полной (ПЭС) или частичной (БЭС) электрификации системы управления. Рассмотрены варианты последовательного внедрения технологий ПЭС в системы управления летательных аппаратов. Разработана демонстрационная электроприводная САУ, содержащая цифровой регулятор, систему подачи топлива с электроприводным шестеренным насосом с регулируемой частотой вращения, управляемый электропривод лопаток входного направляющего аппарата компрессора и электропневмоклапаны управления перепуском воздуха. Параметры электроприводов системы выбраны применительно к двигателю-демонстратору АИ-25ТЛ. Для проведения испытаний электронного регулятора в замкнутой схеме создан лабораторный стенд. Проведены наладочные автономные испытания электроприводных агрегатов демонстрационной системы управления.

Проводились работы, направленные на разработку конструктивно-технологических решений, проектирование, изготовление и испытания прототипа перспективного крыла и отдельных элементов из полимерных композиционных материалов (ПКМ), обеспечивающие разработку и изготовление крыла из полимерных композиционных материалов для перспективных воздушных судов гражданской авиационной техники (пассажирских и транспортных самолетов). Изготовлены и испытаны образцы элементов прототипа. Разработаны рекомендации по изготовлению и сборке прототипа крыла. В рекомендациях определены методики изготовления интегральных панелей прототипа кессона крыла из системы материалов Су1ес NN0 -14В КТМ + ВЫСР24К1М8. По результатам выполнения работ изготовлена технологическая оснастка для производства деталей прототипа кессона консоли крыла из ПКМ для производства деталей прототипа кессона консоли крыла из ПКМ: Верхняя и Нижняя панель кессона; Передний и Задний лонжерон; Нервюры 5 и 10. Выполнены работы по изготовлению и испытаниям образцов элементов прототипа крыла. Проведено проектирование и изготовление стендовой оснастки для испытаний, испытания прототипа (часть 1), а также исследование и оценка ремонтопригодности типовых зон прототипа крыла, разработка типовых подходов к ремонту. Проведены испытания на механические характеристики конструктивных образцов из углепластика КТМ6 и из углепластика Сусот 977-2, в том числе испытания образцов болтовых соединений, образцов верхней панели кессона крыла и образцов общивка-стрингер. Проведена разработка конструктивно-технологических решений и проектирование варианта прототипа кессона консоли крыла из полимерных композиционных материалов (ПКМ), стыка кессона консоли крыла с центропланом, выполнен анализ прочности и массы конструкции варианта прототипа кессона консоли крыла из ПКМ.