Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Анализ направлений и выбор проектных параметров самолета с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду 16
1.1 Анализ технических и экономических показателей снижения шума самолетов и проектных параметров 16
1.2 Роль автоматизированного проектирования в создании новых проектов самолетов 23
Глава 2 Математическое моделирование системы проектирования по формированию облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по шуму. Описание структуры и модулей математической модели 26
2.1 Определение массовых характеристик самолета и его агрегатов 26
2.2 Расчет аэродинамических характеристик самолета в целом 43
2.2.1 Профильное сопротивление 43
2.2.2 Индуктивное сопротивление 46
2.2.3 Определение аэродинамических характеристик 50
2.3 Модуль расчета характеристик силовой установки 61
2.3.1 Расчет веса силовой установки 80
2.3.2 Расчет геометрических характеристик силовой установки
(определяется для взлетного режима) 82
2.3.3 Аэродинамическое сопротивление силовой установки 86
Глава 3 Определение летно-технических и взлетно- посадочных характеристик. Методы оценки уровней шума 89
3.1 Определение летно-технических и взлетно-посадочных характеристик самолета , 89
3.2 Расчет основных параметров крейсерского режима 95
3.3 Основные источники шума 100
3.4 Методы оценки шума 107
Глава 4 STRONG Оценка уровней шума самолетов короткого взлета и посадки
STRONG 4 л влияние динамических процедур при взлете и посадке на уровни шума
В трех контрольных точках 123
Снижение бокового шума при взлете 123
Снижение уровня шума при взлете в контрольной точке 2 124
Снижение уровня шума самолета при заходе на посадку 126
4.2 Определение расчетных длин разбега для самолетов короткого взлета и посадки и их сравнение 128
4.3 Расчет уровней шума в трех контрольных точках для самолетов короткого взлета и посадки 128
Выводы 144
Литература
- Роль автоматизированного проектирования в создании новых проектов самолетов
- Профильное сопротивление
- Основные источники шума
- Снижение уровня шума при взлете в контрольной точке 2
Введение к работе
Один из главных критериев, определяющий возможность эксплуатации воздушных судов на международных и внутренних авиалиниях является шум летательных аппаратов (ЛА) на местности при взлете и посадке. В 2001 г. международная организация гражданской авиации (ИКАО) приняла новые, более жесткие нормы Главы 4 на предельно-допустимые уровни шума самолетов, которые на 10 ЕРЫдБ жестче, чем требования Главы 3.
Ужесточение регламентируемых норм по авиационному шуму непосредственно затрагивает интересы российских авиакомпаний [28, 33, 62], продолжающих эксплуатировать на международных авиалиниях значительный парк отечественных самолетов устаревших типов, отвечающих требованиям Главы 2. В связи с этим возникла необходимость контроля шума ЛА на местности при взлете и посадке на всех стадиях предварительного проектирования.
Проблема снижения шума пассажирских самолетов тесно связана с вопросами проектирования, ее решение позволяет повысить эффективность эксплуатации воздушных судов на международных и внутренних авиалиниях, вместе с тем ЛА будут конкурентоспособными на мировом рынке.
Актуальность темы подтверждается [28, 62], а также многочисленными запросами конструкторских коллективов, необходимостью перехода на новые процессы проектирования и технологические процессы, объединенные едиными информационными технологиями, современными требованиями к качеству конструкторских решений, когда риск ошибок должен быть сведен к минимуму, а также нормативными документами;
Комплексная программа работ на период 2003-2010 гг. по проблемам снижения шума, эмиссии вредных веществ и повышения точности навигации отечественных самолетов и вертолетов в обеспечение требований ИКАО и ЕС; «Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров воздушных судов авиации общего назначения» Приказ. Министерство
7 транспорта Российской Федерации от 17,04.2003 г., №118; «Сертификация наземной авиационной техники» Приказ. Министерство транспорта Российской Федерации от 20.02.2003 г., №19;
Распоряжение о мерах по упорядочению эксплуатации воздушных судов в гражданской авиации от 18.] 2.2000 г., №НА-449-р.; «Требования экологической безопасности при эксплуатации, ремонте и испытаниях воздушных судов и авиационных двигателей на предприятиях гражданской авиации. Атмосферный воздух и авиационный шум». Приказ, Государственный комитет Российской Федерации от 1.08.1997 г., №339.
Цель исследования является разработка комплексной методики оценки влияния проектных параметров самолетов на уровни шума на местности при взлете и посадке и способов его снижения на основе блочно-модульно й организации информационных и технологических процедур.
Предметная область исследований включает: предварительную оценку конструктивно-технологических решений, связанных с реализацией энергетических средств увеличения подъемной силы Су; автоматизированные системы проектирования, технологической подготовки производства и управления потоками работ. На защиту выносятся следующие научные результаты:
Комплексная методика формирования облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду на основе математической модели.
Результаты экспериментального исследования, проведенного в аэродинамической трубе, включающего распределение давлений на крыле с обдувом верхней поверхности крыла струей двигателя, и весовой эксперимент при различных значениях скорости обдува верхней поверхности крыла.
Модифицированные методы расчета определения взлетной и посадочной дистанций и результаты оценки влияния динамических процедур
8 на характеристики шума на местности для самолетов обычного взлета и посадки (СОВП) и самолетов укороченного взлета и посадки (СКВП) с обдувом верхней поверхности крыла с учетом граничных условий.
Научная новизна и теоретическая значимость диссертации заключается:
В разработке методики формирования облика пассажирских самолетов с использованием в процессах проектирования требований международных стандартов по шуму, с целью выявления новых конструктивных факторов и основных направлений снижения уровней шума самолетов при взлете и посадке.
В экспериментальном исследовании самолетов, использующих энергетические средства увеличения подъемной силы за счет обдува верхней поверхности крыла реактивной струей двигателя, что позволяет предложить способ определения аэродинамических характеристик как для СОВП, так и для СКВП.
В разработке рекомендации по варьированию степени двухконтурности с учетом ограничений по шуму, которые согласуются со статистическими данными существующих двигателей на этапах предварительного проектирования.
Теоретические исследования влияния параметров формирования облика пассажирского самолета, силовой установки, конструктивных, технологических свойств системы проектирования базировались на основных положениях теории иерархических систем, методах и моделях системного анализа, сравнительном анализе альтернативных вариантов. В качестве альтернативных вариантов были исследованы специальные схемы самолетов с применением конструктивных решений по реализации системы обдувки верхней поверхности крыла и закрылков струей двигателей.
Для верификации и установления адекватности математической модели и закономерностей предметной области использовались вычислительные эксперименты, сравнение фактических данных базовых самолетов с результатами экспериментальных исследований в аэродинамической трубе.
Практическая ценность и реализация результатов определяется: комплексной методикой формирования облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по уровню шума на местности для обеспечения рационального выбора основных проектных параметров самолета, что приводит к соответствию требованиям и нормам ИКАО по уровню шума на местности, особенно на этапах предварительного проектирования.
В отделе Госконтроля за состоянием атмосферы ГУПР по городу Москве Министерства природных ресурсов были определены и получены контрольные оценки уровней шума в окрестностях аэропорта эксплуатируемых самолетов. На производственном предприятии ОАО «Туполев» в рамках выполнения работ автоматизированного проектирования по формированию облика пассажирских самолетов были внедрены новые подходы в определении облика ЛА с учетом международных стандартов по авиационному шуму и результаты диссертационной работы. Эффективность применения методики подтверждена актами внедрения и рекомендациями по применению.
В первой главе проведен анализ и дана оценка основных направлений в исследовании формирования облика пассажирских самолетов с учетом международных стандартов, путей снижения уровней шума на местности, экспериментальных и численных методов определения АДХ.
Большой вклад в теоретические и экспериментальные исследования в области проектирования самолетов внесли: СМ. Егер, Э. Торенбик, И.Н. Колпакчиев, В.И. Козловский, СМ. Шляхтенко, O.K. Югов, Ю.Н. Нечаев, О.Д. Селиванов, О. А. Гребеньков, Ю.А. Смирнов, В. В. Беляев. В области исследования уровней шума и их снижения: А.Г. Мунин, М.Я. Блинчевский, В.Е. Квитка, М.Р. Уильяме, P.M. Belcher, W. Willms, D.S. Miller, T.J. Schults Ha основе анализа зарубежных стандартов, отечественных и зарубежных работ сделано заключение о перспективности развиваемых в диссертации направлений по исследованию формирования облика ЛА с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду, объединяющих в себе физическое и математическое моделирование, а также выявление практических связей между
10 результатами проектирования ЛА и принимаемыми конструктивными решениями.
Разработана технология комплексного эксперимента определения аэродинамических характеристик самолета, позволяющая найти сочетание физического эксперимента и математических методов. Определены концептуальные подходы комплексной методики формирования облика пассажирского самолета с учетом ограничений по уровню шума на местности.
Тематика и проблематика формирования облика самолета удовлетворяющего требованиям международного стандарта является сложной, так как она находится на границах такой разнородной деятельности как конструирование, технологическое проектирование, сертификация и является основой эксплуатации воздушных судов. Сложность проектирования и эксплуатации определяется регламентируемыми нормами ИКАО, что приводит к необходимости контроля выполнения этих ограничений.
Во второй главе представлены модули расчета весовых показателей самолета, аэродинамических характеристик на основе анализа статистических данных и обработки аналитических результатов параметрических исследований, и данных по силовой установке.
В основу комплексной методики по формированию облика пассажирских самолетов положена математическая модель, описывающая функционал, как отдельных модулей самолета, так и самолета в целом. Определение массовых характеристик самолета основывается на определении взлетной массы самолета, которая принята в качестве целевой функции. Задача поиска оптимальных параметров поставлена в виде: найти вектор оптимальных параметров, доставляющих минимум целевой функции в области существования проекта с учетом ограничений, накладываемых специфическими требованиями, предъявляемыми к рассматриваемому классу самолетов. Множество ограничений, определяются международными требованиями и нормами, авиационными правилами, ТЗ проекта и другими нормативными документами.
Из всего набора проектных параметров, определяющих облик самолета, в качестве оптимизируемых выбраны параметры, определяющие уровни шума на местности согласно нормам ИКАО. Остальные параметры определяются из допустимой области существования проекта с учетом данных, полученных на основе обработки опыта проектируемых самолетов рассматриваемого класса.
Модуль расчета массовых характеристик используется для определения веса силовой установки базового и модифицированного самолетов. Изменение веса других элементов силовой конструкции учитывается в статистической зависимости массы пустого снаряженного от взлетной массы самолета.
На основании экспериментальных исследований по обдувке верхней поверхности крыла струей двигателя был сформирован модуль расчета аэродинамических характеристик, в основу которого положены характеристики базового самолета типа Ту-204 с двумя двигателями.
Экспериментальное исследование осуществлялось в два этапа. На первом этапе изучалось распределение давлений по профилю крыла при различных углах атаки и значениях скорости обдува верхней поверхности. Установлено, что прирост подъемной силы осуществляется за счет эффекта суперциркуляции и ликвидации отрыва.
На втором этапе при тех же условиях были проведены весовые испытания профиля крыла с отклоненной механизацией, которые подтвердили прирост подъемной силы на 20-30%, чем на первом этапе исследования. Это свидетельствует о наличии вертикальной составляющей импульса струи, которая во взлетном положении закрылка составляет около 25-30% от общего прироста подъемной силы.
Модуль расчета характеристик силовой установки позволяет рассчитать вариации параметров двигателя, влияющих на облик самолета. В основу расчета характеристик двигателя положены зависимости удельной тяги от газодинамических параметров. Данные взяты для взлетного и крейсерского режимов, последний используется для оценки изменения дальности полета. Принято, что расчет характеристик двигателя производится для стандартных
12 условий и высоты Я-Ос варьированием степени двухконтурности двигателя в диапазоне 5...12.
Исследования, проведенные по варьированию степени двухконтурности, подразумевают сохранение заданных требований ТЗ по взлетно-посадочным характеристикам (ВПХ) и летно-техническим характеристикам (ЛТХ).
Результаты теоретических исследований показали, что существует пологий оптимум при увеличении степени двухконтурности. Существование оптимума объясняется компенсациями положительного эффекта от уменьшения скорости истечения, поскольку самолет становиться более тяжелым и с худшим сопротивлением. Так пологий оптимум по уровню шума соответствует степени двухконтурности 8...10. Полученные результаты согласуются с данными, приведенными в различных источниках при исследовании оптимальных значений пассажировместимости, себестоимости перевозок и т.д. При степени двухконтурности больше 10 снижение уровня шума на местности не прогнозируется, особенно в зоне подхода к аэродрому, поскольку доминирует шум вентилятора.
В расчете веса силовой установки (для типового самолета, у которого доля силовой установки составляет >10%) пользуются таким показателем как удельный вес двигателя.
Расчет геометрических характеристик двигателя осуществляется с использованием приближенных аналитических соотношений. В расчете тяги двигателя учтено падение тяги по скорости за счет ввода специального коэффициента. Результатом расчета является получение необходимой скорости истечения струи двигателя с учетом степени дросселирования. При варьировании степени двухконтурности формируется градиент роста массы.
Расчет аэродинамического сопротивления мотогондолы включает: сопротивление давления, которое зависит от миделя мотогондолы отнесенного к площади крыла и удлинения мотогондолы, и сопротивление трения, зависящего от омываемой поверхности мотогондолы и пилона, а также технологической обработки этой поверхности и элементов. У современных
13 турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности аэродинамическое сопротивление составляет 2...3% от крейсерской тяги. Принято, что мотогондола не оказывает значительного влияния на индуктивное сопротивление самолета. Расчет коэффициента лобового сопротивления силовой установки сформирован по тем же принципам, что и расчет веса силовой установки. В результате формирования градиента по коэффициенту лобового сопротивления.
В четвертой главе изучаются средства снижения уровней шума для самолетов укороченного взлета и посадки с помощью энергетических средств механизации, таких как: обдув верхней поверхности крыла и закрылков реактивной струей двигателя. Определяются параметры взлета и посадки.
В качестве скорости отрыва принимается безопасная скорость набора высоты Vj соответствующая нормам АП-25. Во взлетном положении механизация выпускается (^= 30), чтобы избежать больших потерь горизонтальной составляющей тяги. Заход на посадку выполняется по двухлучевой глиссаде \рзах«-6 J с плавным переходом на стандартную глиссаду фзах <*-3)> на участке пролета от контрольной точки до ближнеприводного радиомаяка. В посадочном положении закрылки выпущены (^=60).
Расчет производится в стандартных атмосферных условиях, двигатели работают в нормальном режиме. Нормируемые коэффициенты (запас, от подъемной силы Сутах) принимаются по существующим нормам при взлете и посадке для СОВП, имеющим взлетную массу т$ «105 т, с двумя двигателями, расположенными на нижней поверхности со степенью двухконтурности 10.
Самолет укороченного взлета и посадки, представляет собой модификацию: два двигателя со степенью двухконтурности 10 расположены над крылом. Соплам двигателя придается эллиптическая форма, в нижней части имеются створки для расширения струи, увеличения обслуживаемой поверхности. Выхлопная струя обдувает часть верхней поверхности крыла и
14 закрылки на 50% размаха закрылков. По предварительным оценкам данное расположение двигателей подразумевает некоторое увеличение взлетной массы (~ 2%). Взлетная масса возрастает за счет конструктивных изменений силовой установки, крыла с механизацией, оперения, органов управления: Ат0 »+2% и составляет т = 107 т .
В данной модификации экранирование крылом позволяет снизить уровень шума на 2-3 EPNL . А реализация процедур взлета и посадки, связанна с существенным увеличением подъемной силы Сушах.
Из-за отсутствия теоретических способов расчета аэродинамических характеристик самолетов, оснащенных системой обдувки верхней поверхности крыла и закрылков используется метод, разработанный на основе результатов, полученных при лабораторных испытаниях системы. Принято, что увеличение аэродинамического сопротивления пренебрежимо мало, в то же время наблюдается существенное улучшение несущих свойств крыла за счет реализации эффекта суперциркуляции и отклонения струи.
Суперциркуляция обеспечивает увеличение исходных характеристик коэффициента подъемной силы Сутак примерно в 2 раза. Вертикальный импульс струи повышает коэффициент подъемной силы еще на 15-30% в зависимости от угла отклонения закрылка, что позволяет реализовать крутой набор высоты и крутую посадку.
Расчетные значения уровней шума для самолетов короткого взлета-посадки и самолетов обычного взлета-посадки в соответствии с требованиями ИКАО.
Теоретические исследования показали, что уровни шума можно снизить варьированием степени двухконтурности в модуле расчета силовой установки. Так для самолетов, двигатели которых имеют степень двухконтурности 5, расчетные значения подтверждаются данными сертификации самолета Ту-204, а для самолетов, двигатели которых имеют степень двухконтурности 10, были рассчитаны значения уровней шума в трех контрольных точках для СОВП и
15 СКВП.
С учетом тенденций развития авиации можно считать доказанным, что реально получить уровни шума в контрольных точках менее 90 дБ без существенной трансформации конструкций самолетов и двигателей.
Работа выполнена на кафедре "Автоматизированное проектирование летательных аппаратов" "МАТИ" - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского.
Результаты исследований и разработанная методика используются в учебном процессе на факультете «Аэрокосмические конструкции и технологии» «МАТИ» - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского при изучении дисциплины «Аэродинамическое проектирование», а также - при курсовом и дипломном проектировании по специальности 160201 «Самолето- и вертолетостроение».
Роль автоматизированного проектирования в создании новых проектов самолетов
Тематика и проблематика формирования облика самолета удовлетворяющего требованиям международного стандарта является сложной, так как она находится на границах такой разнородной деятельности как конструирование, технологическое проектирование, сертификация и является основой эксплуатации воздушных судов. Сложность проектирования и эксплуатации определяется регламентируемыми нормами ИКАО, что приводит к необходимости контроля выполнения этих ограничений.
На уровне конструкторских бюро при создании новых проектов самолетов и освоении наукоемких инженерных технологий возникает понятие инновации, как научно-технического нововведения, как реализованного интеллектуального продукта [87, 105]. Интеллектуальный продукт, попавший в сферу производства, реализованный в этой сфере и приведший к ее значительным изменениям может быть охарактеризован как инновация. Степень значительности изменений в характере производства имеет важное значение, поскольку незначительные изменения отдельных элементов системы проектирования, не приведшие к системным сдвигам, нельзя определять как инновацию.
В различных исследованиях по автоматизации конструирования и технологического проектирования установлено, что основой для разработки средств обеспечения автоматизированных систем является математическое обеспечение [86]. Математическое обеспечение включает: методы, математические модели и алгоритмы [44, 61, 66]. Математические модели - это формализованное описание предметной области, к которой относятся модели исходных объектов, модели порождающей среды, модели объектов проектирования. Алгоритмы - это формализованное описание действий с математическими моделями, которые приводят к формированию проектных решений. Большинство исследователей отмечали сложность, а в некоторых случаях и невозможность формализации опыта конструирования, и технологического проектирования, который не всегда представлен в форме строгих зависимостей и закономерностей. В то же время основные усилия направлялись на поиск и формирование таких моделей, которые все-таки позволяли, как можно больше закономерностей отразить. При этом возникала проблема оценки специалистами по автоматизации проектирования знаний, установленных специалистами по конструкции и технологии [6, 8]. Они сами с привлечением экспертов пытались разобраться в каждом конкретном случае, прежде чем в той или иной форме поместить знания в математическую модель, насколько закономерности адекватны и точны и какова область адекватности, насколько близкие по области адекватности закономерности непротиворечивы [14, 44, 73, 89], а потом, уже, анализируя выделенные знания, пытались разработать такую форму представления, чтобы она была и универсальной [9], и экономичной и при записи данных и знаний, и при их использовании в процессах проектирования, и при адаптации моделей и алгоритмов, необходимость в которой всегда возникала из-за изменений в предметной области, связанных с модификациями изделий и совершенствованием системы проектирования.
Все эти проблемы с трудом удавалось разрешить очень квалифицированным исследователям, но процесс разработки и отладки моделей и алгоритмов [44] требовал кропотливого труда в течение большого периода времени, почти не распараллеливался, что не позволяло увеличивать количество разработчиков, а успешно решать чаще всего могли лишь авторы разработок [57, 76, 78, 81, 82]. Формирование облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду не позволяет сузить предметную область до отдельных путей снижения уровней шума на местности, поэтому прежние пути решения задачи снижения шума и алгоритмов неотвратимо приведут к противоречиям с формулировкой целей и задач исследования и постановкой задач.
В основу комплексной методики по формированию облика пассажирских самолетов положена математическая модель, описывающая функционал, как отдельных модулей самолета, так и самолета в целом.
Одной из важнейших проблем предварительных этапов проектирования является определение полной взлетной массы самолета tnG. При этом, как правило, ставится задача минимизации потребной величины w0, обеспечивающей получение требуемых характеристик самолета [5,31,36 70].
Определение массовых характеристик самолета основывается на определении взлетной массы самолета, которая принята в качестве целевой функции. Задача поиска оптимальных параметров поставлена в виде: найти вектор оптимальных параметров X , доставляющих минимум целевой функции F в области существования проекта с учетом ограничений, накладываемых специфическими требованиями, предъявляемыми к рассматриваемому классу самолетов, т.е. jr = iniiiF(J!r, 7) где X є Хдоп - вектор проектных параметров; U - множество ограничений, определяемых международными требованиями и нормами, авиационными правилами, ТЗ проекта и другими нормативными документами.
Из всего набора проектных параметров, определяющих облик самолета, в качестве оптимизируемых выбраны параметры, определяющие уровни шума на местности согласно нормам ИКАО. Остальные параметры определяются из допустимой области существования проекта с учетом данных, полученных на основе обработки опыта проектируемых самолетов рассматриваемого класса.
Модуль расчета массовых характеристик используется для определения веса силовой установки базового и модифицированного самолетов. Изменение веса других элементов силовой конструкции учитывается в статистической зависимости массы пустого снаряженного от взлетной массы самолета
Юпуст.сн =/ЦО-ОЇГРЄДЄЛЄНИЄ масс компонентов систем, составляющих т0 производится с использованием достаточно сложных формульных зависимостей, требующих большого объема исходных данных.
В данной работе, целью которой является аналитическое исследование изменения экологических показателей типоразмерного ряда базовых компоновок самолетов, где при вариациях ограниченного числа параметров, точное знание взлетной массы базовых самолетов не является решающим фактором. В связи с этим применены методы весового анализа, основанные преимущественно на статистических данных, позволяющих оперативно определять значения масс, как отдельных агрегатов, так и самолета в целом, не прибегая к громоздким вычислениям. В связи с этим вводится ряд допущений и ограничений применимости предлагаемой методики: 1. Все исследуемые самолеты имеют типовую конструкцию и близкие относительные геометрические размеры, это позволяет принять для базовых компоновок одинаковые процентные статистические соотношения отдельных агрегатов.
Профильное сопротивление
В крейсерской конфигурации (закрылки и шасси убраны) на небольших дозвуковых скоростях коэффициент сопротивления является функцией коэффициента подъемной силы, определяемой по поляре самолета.
В соответствии с подходами, принятыми в [4, 70] полное сопротивление самолета складывается из профильного и индуктивного сопротивлений СХ = СХО+СХІ, (2.30) Профилировка, угол стреловидности, крутка и другие параметры крыла формируются таким образом, что при величине Су соответствующему максимальному аэродинамическому качеству Ктах, в составе Сх практически отсутствует волновое сопротивление Схвош [45].
Таким образом, Сх0 включает сопротивление трения и формы S Схо = XCjjVcjVM - -, (2.31) здесь С л - коэффициент трения j-ro элемента, определенный для числа Rej по рис. 2.6. с поправкой, зависящей от длины ламинарного участка; /у - коэффициент сопротивления формы, по формулам (2.40), (2.41);
Пм -коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости на коэффициент трения, берется по рис. 2.7., или определяется по формуле (2.44), SOMj -площадь омываемой поверхности j-ro элемента; S - характерная площадь крыла.
Выражение для числа Re и аппроксимация графиков рис. 2.6, 2.7. дают следующую систему уравнений для блока расчета Сх0: Следующим шагом является расчет нового значения индуктивного сопротивления CXJ : СУ-АГУ- + ЛСТГ + АСГ О 44Л
Величина АСхіиз.кр снимается с базовой поляры, значения ACxf =/(Су), берутся по рис. 2.8. А методы расчета Cxt проч.эл изложены ниже.
В данной работе наличие фактической поляры позволяет упростить расчет и на ее базе скорректировать значение Cxt.
Общепринятое уравнение поляры самолета при небольших углах атаки а (5 н- 6) и небольших значениях коэффициента подъемной силы Сх; (0.5 + Об) представляет собой параболу П-й степени [70] Сх = Сх0+А-(Су-Су )2, (2.45) здесь CXJ - минимальное сопротивление самолета при Су-Су ; Су - учитывает не симметрию ЛА (летательного аппарата), принимается по статистическим данным Су = 0.08 -н 0,10; А - коэффициент отвала поляры. В дальнейшем для простоты рассуждений примем для индуктивного сопротивления выражение СщАСу-су )\ (246)
Коэффициент Освальда е учитывает отклонение эпюры распределения подъемной силы крыла от эллиптической формы, а также влияние угла атаки на вихреобразование от других элементов компоновки (фюзеляжа, мотогондол, оперения). Очевидно, что при увеличении площади крыла относительный вклад указанных элементов в увеличение индуктивного сопротивления будет уменьшаться. В дополнение к этому, возрастает также влияние сжимаемости на сопротивление при увеличении угла атаки АСхів0ДИ. Чем больше элементов самолета создают аэродинамические силы, зависящие от угла атаки, тем больше индуктивное сопротивление, что хорошо иллюстрируется таблицей 2.3, где приведены статистические величины е.
Согласно [4, 70] базовая величина коэффициента е для крыла в первую очередь зависит от удлинения, сужения, крутки крыла, отношения полупериметра к размаху, коэффициента Прандтля-Глауэрта fi = i\-M2 идр.
Таким образом, есть достаточно факторов, с помощью которых можно уменьшить индуктивное сопротивление ЛА не только за счет увеличения удлинения крыла Я, но и путем увеличения площади крыла S . Это приводит к сравнительно небольшому увеличению массы конструкции.
Применение статистического коэффициента е для оценки индуктивного сопротивления является простым и наглядным способом, но содержит ряд неопределенностей при конкретном использовании. здесь є — угол геометрической крутки концевого сечения крыла по отношению к корневому сечению (знак є «+», если угол установки концевого сечения меньше угла корневого сечения, если смотреть с конца крыла); Е - отношение полупериметра к размаху; и, v, w - эмпирические коэффициенты от удлинения и сужения крыла с прямыми передними кромками и скругленной законцовкой. В работе [70] приведена аналогичная методика, которая предполагает учитывать угол стреловидности и коэффициент Прандтля-Глауэрта fi-\l-M2 , при этом для расчета Ос, используется каноническая формула Су2 Cxi= —(1+5), (2.48) жХ здесь коэффициент # играет ту же роль, что коэффициент г в формуле (2.46) или коэффициенты и, v, w в формуле (2.47).
Как видно из данных [70], величина коэффициента S для крыльев дозвуковых самолетов составляет =(0,01,..0,03) в диапазоне чисел М - 0...0.85, что близко к величинам и =(0,98.. .0,99), приведенным в работе [4] и = — , (2.49) 1 + S v } Из формул (2.47) и (2.49) следует также, что е = — , (2.50)
То есть, показатель е, характеризующий форму изолированного крыла {X, 7], х) и число М, применим также для стреловидных крыльев скоростных дозвуковых транспортных самолетов (2 = 9...10; rj = 2,5...3.5; х = 25...35; М = 0.75...0.85) И составляет г = 0.95...0.98.
В то же время в табл. 2.3. приведены существенно меньшие значения е, откуда следует, что большая доля индуктивного сопротивления ЛА определяется наличием в компоновке малонесущих элементов, создающих небольшую подъемную силу, однако генерируются в связи с этим мощные
Основные источники шума
Аэродинамическое сопротивление мотогондолы слагается из двух частей: сопротивление давления и сопротивление трения. Сопротивление давления равно интегралу наружного давления на поверхности мотогондольт и в основном зависит от миделя мотогондолы отнесенного к площади крыла и удлинения мотогондолы.
Сопротивление трения зависит от омываемой поверхности мотогондолы и пилона, а также технологической обработки этой поверхности и элементов, находящихся на ней с целью уменьшения сопротивления трения. В итоге общий коэффициент сопротивления зависит от формы гондолы, ее удлинения, равного отношению длины мотогондолы к максимальному диаметру, от числа Маха и от относительного миделя мотогондолы, который рассчитывается как площадь сечения, где диаметр мотогондолы максимальный. При этом входная площадь воздухозаборника не учитывается, так как расчет сопротивления давления является, достаточно приближенным, и должен включать в себя еще не учтенные элементы, которые примерно компенсируются за счет не учета площади входной части воздухозаборника.
Считаем, что при Мкрейс = 0.85 волновое сопротивление на мотогондоле не возникает, а сопротивление по жидкому контуру компенсируется подсасывающей силой, направленной вперед на входных кромках воздухозаборника. Формула для расчета сопротивления мотогондолы имеет вид: где SOM мг - омываемая поверхность всех мотогондол и пилонов; S - площадь крыла; rjc - коэффициент, который взят по данным [24, 26], и подтвержден в литературе [45]; С г - коэффициент, взят по теоретическим данным [72].
Считается, что все обтекание мотогондолы является турбулентным, где практически отсутствуют срывные зоны. Определение Сх мотогондолы, главным образом, используется при решении задачи исследования влияния степени двухконтурности на показатели шума. В базовом самолете средняя аэродинамическая хорда составляет 5 м, и другие параметры мотогондол известны. Поэтому можно рассчитать сопротивление мотогондолы на взлетном и крейсерском режимах, подставляя соответствующие значения кинематического коэффициента вязкости.
Испытания базового самолета с мотогондолами в аэродинамической трубе показали, что на крейсерском режиме имеется потеря максимального аэродинамического качества порядка 1,7...2 по сравнению с моделью самолета со снятыми мотогондолами. Это соответствует расчетным данным, которые получены по указанной выше методике, что достаточно хорошо согласуется и позволяет принять эту приближенную методику расчета Сх мотогондолы в качестве основной для решения других задач данной работы
Метод градиентов в данном варианте выражается в простую формулу: из общего сопротивления самолета вычитается сопротивление базовой мотогондолы, прибавляется или вычитается сопротивление мотогондолы с измененной степенью двухконтурности, учитывая, что степень двухконтурности двигателей базового самолета составляет т 5.
Аналогичным образом вычисляется градиент роста (уменьшения веса) пустого снаряженного самолета при изменении степени двухконтурности, если вес двигателя с мотогондолой и элементами установки описаны в разделе, методика расчета которого приведена в разделе 2.2. и 2.3. При этом за основу принимается известный вес силовой установки базового самолета, который может быть рассчитан по выше приведенной методике и данные, полученные в результате сравнения расчетного и фактического весов, оказываются достаточно близкими.
В качестве контроля расчета сопротивления мотогондолы можем также использовать данные литературы [67], где указано, что для современных ТРДД с большой степенью двухконтурности аэродинамическое сопротивление составляет 2-3% крейсерской тяги. Принято также, что мотогондола не оказывает значительного влияния на индуктивное сопротивление самолета. Для контроля можно использовать несколько иной способ оценки сопротивления мотогондолы, применить графики статистических коэффициентов потери максимального аэродинамического качества в крейсерском режиме, приняты по осредненным экспериментальным данным.
Так, например, для базового самолета типа Ту-204 относительная площадь максимального миделя мотогондолы составляет порядка 3,5-4% включая пилон. Удлинение мотогондолы около Хмг«3, тогда значение коэффициента кмг » 0.9 это означает, что потеря аэродинамического качества планера яри установке мотогондол составляет порядка 10%, что хорошо согласуется с экспериментальными данными по базовому самолету.
Таким образом, изложенная выше методика расчета весовых показателей самолета, аэродинамических характеристик и сопротивления силовой установки является вполне приемлемой для предварительных этапов проектирования и сравнительных расчетов и ее преимущество состоит в том, что она не связана с общим сопротивлением самолета и его аэродинамическим качеством.
Снижение уровня шума при взлете в контрольной точке 2
Одной из наиболее эффективных мер по уменьшению шума является увеличение расстояния между источником шума и наблюдателем, так как интенсивность шума изменяется приблизительно обратно пропорционально квадрату расстояния до источника шума. Поэтому, как правило, оказывается целесообразным быстрый набор высоты при работе двигателей на взлетном режиме (участок I- II рис. 4.1). Это может обеспечить снижение уровня шума на земле, в контрольной точке 2, особенно если перед достижением точки II на траектории набора высоты уменьшить тягу двигателя до минимальной, допускаемой требованиями безопасности. В настоящее время таким требованием является обеспечение набора высоты с градиентом tg$Ha6 S: 0,05.
Программа дросселирования тяги на этапах взлета I - II и II - III представлена на рис. 4.1. и состоит в следующем: Этап I - II - набор высоты с полной взлетной тягой с целью обеспечения максимально возможной высоты при пролете контрольной точки 2. Этап II - III - полет с дросселированием тяги перед пролетом контрольной точки 2 до уровня, обеспечивающего безопасный набор высоты с нормированным градиентом tgOua6 = 0,05 .
Полет с уменьшенной тягой продолжается до тех пор, пока самолет не выйдет за пределы густонаселенных районов. Такая методика приводит к локальному уменьшению шума в точке, над которой снижается тяга (контрольная точка 2), что приводит к увеличению площади зоны на местности, испытывающей воздействие шума значительной интенсивности.
Представляется очевидным, что площадь звукового следа на местности, ограниченного контуром заданного уровня шума 90EPNdB, является более адекватным критерием, оценки шумового воздействия самолета. При решении задачи сокращения площади звукового следа появляется возможность в большей мере использовать соответствующие изменения параметров облика самолета. Для выполнения ограничений по шуму на местности, а также расширить для этой цели номенклатуру специальных летных процедур.
Так использование более крутой траектории набора высоты требует большой тяговооруженности самолета и большего удлинения крыла. Целесообразность увеличения этих параметров определяется характеристиками самолета в крейсерском полете, и его экономическими показателями, т.е. входит в задачу проектирования оптимального облика самолета в целом.
При заходе на посадку значительная тяга двигателя необходима для компенсации большого лобового сопротивления выпущенного шасси и средств механизации крыла. При обычном заходе на посадку выпуск шасси, предкрылков и закрылков осуществляется на большом расстоянии до аэродрома. Если полет в посадочной конфигурации сократить до минимума, т.е. выполнять выпуск шасси и механизации крыла непосредственно на посадочной глиссаде, то площадь воздействия интенсивного шума значительно уменьшается, т.к. предпосадочный круг выполняется в полетной конфигурации при сравнительно небольшой тяге двигателей. Выпуск шасси и механизации крыла необходимо производить в полете по глиссаде после выполнения «коробочки», что в настоящее время запрещено в целях безопасности.
Обычно заход на посадку осуществляется по стандартной глиссаде с углом наклона -3 . Более крутая глиссада захода на посадку приводит к уменьшению тяги двигателей и увеличению расстояния от источника шума до наблюдателя. Наибольший угол глиссад, при котором производились измерения шума, составлял -6 , при этом наблюдалось существенное снижение шума на местности (до 11 РЫдБ ).
Большой эффект в плане сокращения площади звукового следа дает выполнение захода на посадку по двухлучевой глиссаде (рис. 4.2.), которое опробовано в реальных условиях. Приближение к началу ВПП точки перехода с «крутой» на стандартную глиссаду приводит к уменьшению общей площади зашумленности и уровня шума в контрольной точке 3.
