Наведено розв'язання диференціального рівняння пружної лінії гнучкого колеса хвильової передачі з урахуванням сил інерції та розтяжності серединної лінії в квадратурах для будь-якого цілого числа хвиль генератора хвильової передачі.

Изложены методы проектирования систем силовых установок самолётов, а именно - конструирование и расчёт систем крепления двигателей и их амортизации, топливных и масляных систем. Приведены необходимые сведения о внутренней аэродинамике силовых установок (СУ), дозвуковых и сверхзвуковых воздухозаборниках, а также выходных устройствах СУ. Приведены особенности крепления форсажных камер. Рассмотрены общие вопросы и задачи внутренней аэродинамики. Приведена расчетная схема и алгоритм проектирования дозвуковых воздухозаборников. Предложены способы регулирования сверхзвуковых воздухозаборников. Представлен широкий обзор перспектив развития силовых установок самых разнообразных летательных аппаратов. Поданы основные геометрические и кинематеческие параметры винтов.

Изложен оперативный метод определения основных параметров кольцевых воздухозаборников турбовинтовых двигателей на этапе эскизного проектирования самолета, обеспечивающий требуемый расход воздуха при заданной геометрии входного устройства двигателя. Результаты расчета по этому методу удовлетворительно согласуются с профилями реальных кольцевых воздухозаборников турбовинтовых двигателей. Метод может быть использован при реальном эскизном проектировании, выполнении исследований по оптимизации параметров авиационных силовых установок, а также при выполнении курсовых и дипломных проектов.

Рассмотрено влияние противоотливных нервюр на перетекание топлива по мере выработки топлива и на положение центра масс самолёта с одним топливным баком в каждой консоли крыла. Предложен алгоритм расчёта положения центра масс самолёта в зависимости от текущего уровня топлива в баке и угла тангажа, учитывающий заданное количество и положение противоотливных нервюр. На основе этого алгоритма и его программной реализации выполнены расчёты оптимального расположения одной и двух противоотливных нервюр для используемого на практике диапазона сужений крыла. Кроме того, выполнен расчёт области рационального расположения противоотливных нервюр, в которой максимальное смещение центра масс не превышает одного процента от минимального. Предложенный алгоритм может быть использован для построения более сложных алгоритмов, а также при выполнении курсовых и дипломных проектов.

Приведены результаты исследования с помощью метода математического моделирования последствий отказов или повреждений системы парирования атмосферной турбулентности при полете в режиме следования рельефу местности. В число факторов, ограничивающих максимальную скорость в этом режиме, входит самочувствие летчика при воздействии переменных величин нормальной перегрузки, вызванных турбулентностью. Максимальная скорость определяет и вероятность выживания самолета и после варьирования расчетной высоты полета положение "коридора выживания", который определен для разных уровней совершенства системы управления самолетом.

Викладено методи проектування авіаційних паливних систем. Проаналізовано вимоги до паливних систем та їх типові схеми. Розглянуто методи розрахування систем подання (вироблення) палива до двигунів, перекачування палива до витратних баків, аварійного зливання палива, дренажу паливних баків. Узагальнено матеріали із систем вимірювання, індикації і керування паливними системами. Досліджено сучасний рівень схемних і конструктивних рішень. Зауважено, що завдання проектування сучасного літака містить широкий комплекс взаємозв'язаних проблем. Необхідно задовольнити вимоги до аеродинаміки та динаміки польоту, міцності та жорстокості, надійності та живучості, ремонтопридатності та, головне, ефективності. Основними критеріями оптимізації як для цивільних, так і для військових літаків є критерії економічної ефективності. Багато факторів, які безпосередньо впливають на економічну ефективність літака, що створюється або експлуатується, безпосередньо пов’язані із проектно-конструкторськими рішеннями паливної системи. Від раціонального вибору кількості й розміщення паливних баків, схем подання, перекачування, заправлення, аварійного зливання, дренажу або наддування, нейтрального газу істотно залежить виконання всіх основних вимог до літального апарата, що проектується.