Содержание к диссертации
Введение
Глава I Направления и основные положения методики синтеза проектных параметров пассажирских самолётов с учётом использования дозаправки в воздухе 21
1.1 Тенденции мировой добычи нефти и её стоимостные показатели 21
1.2 Анализ и тенденции роста объёма мировых воздушных перевозок 23
1.3 Техническое обоснование дозаправки в воздухе при пассажирских авиаперевозках 28
1.4 Предварительная технико-экономическая оценка применения дозаправки в полёте на авиалиниях большой протяжённости 32
1.5 История и развитие дозаправки топливом в полёте 39
1.6 Технологии дозаправки топливом в полёте 41
1.7 Вопросы обеспечения надёжности и безопасности при использовании дозаправки в полёте 44
Глава II Разработка комплексной методики синтеза проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в воздухе 49
2.1 Применение элементов системного анализа при построении блочно-модульной модели оптимизации параметров пассажирских самолётов использующих дозаправку в воздухе 49
2.2 Модуль расчета аэродинамических характеристик самолёта 62
2.3 Модуль расчета массовых характеристик самолёта 71
2.4 Модуль расчета характеристик силовой установки 76
2.5 Модуль расчёта взлётно-посадочных характеристик 81
2.6 Модуль расчета лётно-технических характеристик 86
2.7 Модуль расчета лётно-технических характеристик в зоне дозаправки 94
2.8 Модуль расчета параметров самолёта-заправщика 97
Глава III Аналитическое исследование и идентификация параметров оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов, использующих дозаправку в полёте 99
3.1 Методология создания оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов 99
3.2 Постановка задачи ... 32
3.3 Выбор общей схемы типо-размерного ряда 102
3.4 Компоновка общего вида оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в воздухе 109
3.5 Оценка технико-экономических показателей применения оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в полёте на авиалиниях большой протяжённости 117
3.6 Аналитические оценки топливной экономичности современных авиалайнеров в сравнении с самолётами, дозаправляемыми в полёте, на трассах сверхбольшой протяжённости 124
Глава IV Применение дозаправки в полёте как метода обеспечения экологически приемлемых показателей сверхзвукового пассажирского самолёта 2-го поколения 132
4.1 Постановка задачи 132
4.2 Предварительная оценка геометрических обводов СПС-И 134
4.3 Оценка основных характеристик СПС-П 138
4.4 Экологические показатели 143
4.5 Летно-технические характеристики СПС-П с дозаправкой в воздухе 143
4.6 Оценка эксплуатационных показателей применения СПС-П 145
4.7 Экспериментальные исследования эффекта Коанда на крыле сверхмалого удлинения (КСМУ) 147
Основные результаты и выводы по работе 154
Список использованной литературы 156
Приложение 161
- Техническое обоснование дозаправки в воздухе при пассажирских авиаперевозках
- Модуль расчета лётно-технических характеристик в зоне дозаправки
- Компоновка общего вида оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в воздухе
- Летно-технические характеристики СПС-П с дозаправкой в воздухе
Введение к работе
В последнее десятилетие большое внимание в промышленно развитых странах уделяется разработке транспортных систем, способных обеспечить существенную экономию энергоресурсов. В настоящее время снабжение энергией базируется главным образом на ископаемых углеводородах - 80-90% потребности в энергии в мире покрывается за счёт добычи и переработки нефти, газа и угля. Созданная структура обеспечения энергией позволят индустриальным странам удовлетворить обширные потребности в дизельном топливе, бензине, газе, электроэнергии и тепле. Ископаемые энергоносители имеют ряд преимуществ - высокая теплотворная способность, возможность хранения в больших количествах в течении длительного времени, удобство транспортировки на большие расстояния, высокая плотность, стабильность свойств при эксплуатационных температурах.
Положительные качества применяемых углеводородных топлив настолько привлекательны, что они не имеют конкурентов. Из общей массы нефтепродуктов, потребляемых транспортом, авиационное топливо составляет более 5%. Однако в настоящее время всё активнее проявляются факторы, направленные на ограничение применения углеводородов в силу следующих главных причин:
1. Согласно многочисленным прогнозам мировые темпы нефтедобычи будут
постепенно снижаться, а потребности возрастать, в связи с чем уже наблюдается
быстрый рост цен на нефтепродукты, что ставит большие проблемы перед
мировой экономикой в целом и в первую очередь перед авиацией.
2. Использование углеводородного топлива становится всё более
проблематичным вследствие большой нагрузки на окружающую среду. Наряду с
оксидами серы и азота при сжигании ископаемых энергоносителей всегда
образуются двуоксид углерода, а также ряд других вредных соединений.
Двуоксид углерода изменяет вместе с сопутствующими газами равновесное
излучение земли, вследствие чего появляются признаки опасных климатических изменений.
Поэтому перед разработчиками авиационной техники стоят две задачи:
- в среднесрочной перспективе (до ~ 2050г.) - выработка мероприятий по
экономии углеводородного топлива;
- в долгосрочной перспективе (до ~ 2100г.) - создание технологий, позволяющих
перевести промышленность и транспорт на водородное топливо (LH2).
Логично, что в первую очередь будет перевод на водородное топливо отраслей
промышленности и наземного транспорта, наносящих наибольший вред
окружающей среде (автотранспорт, промышленные предприятия и т.д.).
За ними неизбежно должна наступить очередь воздушного транспорта, перевод которого на LH2 уже потребует принципиальных изменений конструкции и технологии производства самолётов и двигателей, а также создание новой инфраструктуры на земле для обеспечения эксплуатации самолётов.
Прогнозы последовательного ввода в эксплуатацию того или иного вида топлива связаны с развитием указанных выше двух тенденций - снижения добычи нефти и загрязнения окружающей среды. Если будет преобладать первый фактор, то можно предполагать, что в первую очередь будет осваиваться технологии, наиболее просто внедряемые на существующих самолётах.
Существует целый ряд путей повышения топливной эффективности ЛА:
Ламинаризация (естественная и искусственная) — снижение турбулентного трения путём покрытия поверхности самолёта риблеттами - эффект экономии топлива составит порядка 20-25% [21];
Применение адаптивного крыла (изменения параметров профиля крыла по форме, крутке и углу стреловидности в зависимости от внешних факторов) -эффект экономии топлива составит 20-25% [62];
3) Применение новых материалов и технологий (применение композитных
материалов, нанотехнологий) - эффект экономии топлива может составить 20-
25% [23];
4) Использование ТРДД со сверхбольшой степенью двухконтурности (свыше 15)
- эффект экономии топлива до 8% [32].
Новые компоновочные решения и аэродинамические схемы (компоновка «Летающее крыло», схема с высокорасположенным крылом очень большого удлинения) - эффект экономии топлива составит 20-25% [5];
Дозаправка в воздухе (существенно снижает массу самолета с сохранением летно-технических характеристик). Предварительные оценки, проведенные различными организациями показали, что выигрыш топливной эффективности может достигать 25-30% [10].
Очевидно, что многие из этих методов, позволяющее существенно повысить топливную эффективность, требуют значительных финансовых вложений на проведение научно-исследовательских и опытно конструкторских работ. В этой связи дозаправка пассажирского самолёта в воздухе выглядит более экономически привлекательной, так как не требует существенного изменения облика ЛА и разработки новых дорогостоящих технологий.
Данное решение позволит не только получить значительный экономический эффект, обусловленный уменьшением размеров самолетов и расходом топлива при том же объеме выполняемой работы, но и повысить экологические показатели воздушных судов.
Для того, чтобы российской авиапромышленности успешно конкурировать на мировом рынке гражданской авиатехники, уже мало предложить изделия, сравнимые по своей экономической эффективности с изделиями конкурентов. Необходимо «прорывное» превосходство, которое может дать использование дозаправки в воздухе при пассажирских авиаперевозках.
По данному направлению существует ряд публикаций учёных ЦАГИ: Г.С. Бюшгенса, В.Г. Дмитриева, А.В. Климина, Г.А. Павловца. В данных работах оценивается возможное сокращение себестоимости авиаперевозок (прежде всего, за счёт экономии топлива, удешевления и унификации парка воздушных судов), потребные затраты топлива и средств непосредственно на заправку; прорабатываются решения, нацеленные на обеспечение надёжности и
безопасности процесса заправки в воздухе. В работах американских учёных (Maiersperger W.P., McCormick J.E.) определяются оптимальные точки дозаправки по маршруту, а также оптимальные траектории движения заправляемого самолёта и танкера в зоне дозаправки.
Возможность применения «дозаправки» в воздухе открывает новые подходы к решению актуальной научной проблемы, обеспечения экологически приемлемых показателей сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения, экономические параметры которого были бы сравнимы с дозвуковыми самолётами.
Перспективы использования дозаправки в полёте пассажирских самолётов обсуждалась с авторитетными специалистами, хорошо знакомыми с проблемой. В их числе: ведущие сотрудники томилинского «НІШ Звезда» во главе с Г.И. Севериным, разработавшие современную отечественную систему дозаправки, занимающиеся дозаправкой учёные ЛИИ, включая бывшего директора ЛИИ В.В. Уткина и известного лётчика испытателя А.Н. Квочура. Идея внедрения дозаправки в полёте в практику гражданских авиаперевозок всеми оценивалась как перспективная, при условии обеспечения гарантированной надёжности и безопасности процесса дозаправки.
19 мая 2008 года на расширенном заседании НТС ЦАГИ по аэродинамике и динамике летательных аппаратов, с привлечением специалистов ОАО «Авиапром», ФГУП «ЛИИ», «НПП Звезда», ОАО «Туполев», «МАТИ»-РГТУ и ряда других организаций, на ряду с общими вопросами использования инновационной технологии заправки топливом в полете при гражданских авиаперевозках, обсуждался вопрос обеспечения гарантированной надёжности и безопасности автоматизированного процесса дозаправки. Были представлены результаты исследований, показывающие, что современные средства определения пространственного положения самолётов позволяют реализовать автоматическое управление самолётами, как на этапе сближения и контакта приемной штанги с конусом, так и на этапе полёта в связке при перекачке топлива. Были представлены результаты математического моделирования
сближения при автоматизации управления самолетами Ил-78 и Ан-124 с использованием штатных систем управления. Показано, что с увеличением степени атмосферной турбулентности уменьшается вероятность попадания штанги в приёмное кольцо заправочного конуса. Картина в корне меняется при использовании управляемого конуса. В этом случае, при максимальной степени турбулентности, вероятность попадания приемной штанги в заправочный конус равна единице.
Дополнительно в работе приведены предварительные оценки вероятности возникновения функциональных отказов отдельных узлов системы дозаправки, которые свидетельствует, что суммарная вероятность функциональных отказов не превышает 2,32*10"6, что соответствует возникновению лишь «сложной ситуации», т.е. возможности продолжения полёта.
Приведенные результаты исследований свидетельствуют в пользу заключения о том, что создание системы автоматизированной заправки в воздухе для гражданских самолётов, при современном уровне развития техники, задача решаемая.
Однако, для общей оценки эффективности внедрения данной процедуры, остается нерешённой актуальная научная задача - разработка методики синтеза проектных параметров пассажирских самолётов с учётом возможности применения дозаправки в воздухе.
Актуальность темы подтверждается многочисленными программами по технико-экономическому развитию, среди которых можно отметить:
Программа «Развития гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года" в рамках Федеральной целевой программы «Модернизация транспортной системы России».
программа «NACRE» проводимая в рамках контракта между «ЕС» и «Эрбас». В рамках данной программы перед разработчиками поставлены задачи: уменьшить расход топлива на 20%, снизить массу конструкции планера на 20%, уменьшить уровень эмиссии двуокиси азота на 50%, обеспечить уменьшение времени ожидания пассажиров.
- программа «Point to point» реализуемая компанией «Boeing» для создания
экономичного дальнемагистрального самолета 787DL. В рамках данной
программы решаются задачи: уменьшить расход топлива на 20%, поиска
путей существенного снижения массы конструкции планера.
- программа «QSP» (Quiet Supersonic Platform) - создание тихой
сверхзвуковой платформы, предусматривающая создание самолета, у
которого величина звукового удара должна быть максимально снижена.
Целью работы является определение возможности повышения
эксплуатационных характеристик дальнемагистральных пассажирских самолётов.
Для достижения поставленной цели в работе решаются следующие задачи:
1. Проанализировать проблемы повышения эксплуатационных характеристик
пассажирских самолётов и основные пути улучшения топливной эффективности,
включая дозаправку в воздухе.
Разработать методику синтеза оптимальных параметров пассажирских самолетов, использующих дозаправку в воздухе.
На базе разработанной методики выполнить численный эксперимент по определению:
проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в воздухе;
топливной и эксплуатационной эффективности найденных конструктивно-технологических решений;
4. Исследовать влияние дозаправки в полёте на проектные параметры
сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения, обеспечивающие
требуемые эксплуатационные и экологические показатели:
дальность полёта 12000км при Nnacc=200;
топливная эффективность - <50г/пасс*км;
звуковой удар - < 40Па;
уровень шума при взлёте и посадке - в соответствии с нормами ICAO.
протяжённость взлётно-посадочной полосы < 3000м;
5. Провести экспериментальные исследования по влиянию обдувки верхней поверхности внутренних элевонов реактивной струёй двигателя на крыле сверхмалого удлинения для оценки увеличения подъёмной силы при взлёте и посадке СПС-И. Научная новизна диссертации заключается в следующем:
Разработанная методика синтеза проектных параметров летательного аппарата обеспечивает формирование рационального технического облика пассажирского самолёта, дозаправляемого в полёте, по произвольному или оптимизированному маршруту, и позволяет корректировать проектные решения по данным экспериментальных исследований, реальных конструкций и схем дозаправки.
На основе результатов систематических расчётных исследований установлены зависимости, связывающие основные характеристики самолёта с параметрами процесса его дозаправки в полёте.
Эти зависимости свидетельствуют о возможности:
снизить взлётную массу до 40%;
улучшить топливную эффективность дозвуковых дальнемагистральных самолётов более чем на 30%;
обеспечить сверхзвуковым пассажирским самолётам (СПС-Н) эксплуатационные и экологические характеристики, сопоставимые с аналогичными показателями дозвуковых самолётов.
Теоретические исследования влияния параметров формирования облика пассажирского самолёта, силовой установки, конструкционных, технологических свойств базировались на основных положениях теории иерархии, методах и моделях системного анализа, статистических и полуэмпирических подходах, ряде положений теории вариационного исчисления и многопараметрической оптимизации.
Для верификации и установления адекватности математической модели и закономерностей предметной области использовались вычислительные эксперименты, сравнение расчётных данных базовых самолётов с результатами статистического анализа.
Практическая значимость и реализация результатов заключается в следующем: Комплексная методика синтеза проектных параметров пассажирских самолетов с учетом использования дозаправки в воздухе обеспечивает рациональный выбор основных параметров облика самолёта, что позволит, согласно расчётам, значительно повысить топливную эффективность перевозок и уменьшить их себестоимость, материалоёмкость и стоимость парка авиатехники, а также уменьшить неблагоприятные экологические воздействия.
В организациях авиационной промышленности, таких как: ОАО «Туполев» и ФГУП «ГосНИИГА», в рамках выполнения совместных работ по определению облика перспективных образцов авиационной техники, использовались основные положения разработанной методики и результаты работы, в части посвященной теории и способам синтеза проектных параметров пассажирских самолётов. Данные положения вошли в состав разработанной интегрированной системы автоматизированного проектирования, позволяющей проводить оценку как проектных, так и технико-экономических показателей летательных аппаратов перспективных схем. Разработанная система позволяет сэкономить материальные и временные ресурсы при выполнении комплексных проектно-исследовательских работ, что подтверждено актом внедрения.
Основные положения выполненных исследований и разработок отражены в 10 публикациях. Результаты работы доложены на 5-ой международной конференции «Авиация и космонавтика-2006»; XXXIII Гагаринских чтениях 2007г.; Всероссийской научно-практической конференции «Управление качеством» 2007г., а также на ряде всероссийских и вузовских научно-технических конференциях.
Диссертация состоит из введения, четырёх глав, списка литературы; изложена на 164 страницах машинописного текста и содержит 84 рисунка и 8 таблиц.
Во введении обоснована актуальность применения дозаправки в воздухе. Показана возможность создания нового семейства дальнемагистральных гражданских судов, использующих дозаправку в полёте. Определена цель работы, представлены научная новизна, практическая значимость и отражена реализация результатов, а также приведена краткая аннотация диссертации по главам.
В первой главе проведено исследование основных исходных положений методики формирования проектных параметров пассажирских самолётов с использования дозаправки в полёте.
Большой вклад в теоретические и экспериментальные исследования в области проектирования самолётов внесли: СМ. Егер, Э. Торенбик, И.Н. Колпакчиев, В.И. Козловский, О.А. Гребеньков, Г.С. Бюшгенс, В.Г. Дмитриев, А.В. Климин, Г.А. Павловец. В области применения дозаправки в воздухе: W.P. Maiersperger, Р. Григорович.
На основе анализа зарубежных и отечественных разработок сделано заключение о перспективности развиваемых в диссертации направлений по исследованию облика пассажирских самолётов, использующих дозаправку в полёте.
Рассмотрена долговременная динамика развития нефтяного рынка для оценки его общих перспектив, на базе общей тенденции изменения темпов роста мировой добычи нефти и стоимостных показателей.
Приведена предварительная оценка экономии топлива при дозаправке в полёте современных летающих самолётов Ту-204, Ил-96-300, А-380 (с учётом топлива дозаправщика). Показано, что экономия топлива составит порядка 15-23%, что не только позволяет существенно облегчить ситуацию с углеводородным топливом, но и с загрязнением атмосферы авиационной техникой.
Приведенные оценки позволяют предположить существенное увеличение экономии топлива, при оптимизации проектные параметры ЛА, использующих дозаправку в полёте.
Приведено процентное распределение трасс по дальности полёта. Показано, что дальность автономного полёта базового самолёта должна составлять порядка 6000км при соответствующем расположении баз дозаправщиков. Данное решение позволит при помощи одной дозаправки перекрыть -85% самых популярных авиалиний, а при помощи 2-х дозаправок обеспечить полёт на сверхдальних маршрутах, таких как Лондон-Мельбурн.
Определены оптимальные траектории полёта (близкие к ортодромиям) и возможные пункты баз дозаправки.
Рассмотрен ряд вопросов, связанных с обеспечением безопасности полёта.
Во второй главе представлены модули расчета массовых показателей самолёта, аэродинамических характеристик, характеристик силовой установки, а также модуль расчета параметров самолета-дозаправщика.
В основу комплексной методики по формированию облика пассажирских самолетов, использующих дозаправку в воздухе, положена математическая модель, основанная на декомпозиции системы на подсистемы, а процессы проектирования на подпроцессы (этапы), с определением существенных структурно-функциональных связей между декомпозированными элементами.
Для структуризации информационных потоков, вертикальная декомпозиция выполнена по процессам, отображающим стадии (этапы) предварительного проектирования, а в качестве референтной модели (основания деления) по уровням горизонтальной иерархии, использован модульный подход.
Данный подход позволил разработать формализованную методику получения данных на основе блочно-модульного принципа построения алгоритма, предполагающего относительно самостоятельную организацию аналитических процедур предварительного проектирования ЛА.
Для модуля расчета массовых характеристик разработаны полуэмпирические методы, основанные как на теоретических позициях, так и на статистических данных, позволяющих оперативно определить значения массы, как отдельных агрегатов, так и самолёта в целом, не прибегая к громоздким вычислениям.
В модуле расчёта аэродинамических характеристик использованы классические зависимости, позволяющие получить компактную аналитическую зависимость аэродинамического качества от размаха крыла и площади омываемой поверхности.
Модуль расчёта силовой установки включает расчёт массы, основных геометрических размеров и идентификацию тяговых и расходных характеристик. Данный модуль может использоваться как для оценки промежуточных показателей двигателей дозвуковых самолётов, из серии уже существующих, так и для расчёта параметров силовой установки СПС-П.
Модуль расчета летно-технических и взлётно-посадочных характеристик содержит алгоритм с использованием ряда новых статистических зависимостей и номограмм, позволяющих определять ЛТХ и ВПХ, при существенном сокращении аналитической работы.
В третьей главе рассмотрены варианты компоновки оптимизированных ЛА для значений пассажировместимости равных: 200, 280, 360, 440 и 520 пассажиров, которые согласно прогнозам будут востребованы на авиалиниях большой протяженности. При помощи разработанной математической модели, проведено параметрическое исследование оптимальных параметров ЛА для всего спектра, выбранных пассажировместимостей.
В рамках принятых конструкторско-компоновочных решений и ограничений по самолётам, были сформированы общие виды ЛА, оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в воздухе. На основе полученных теоретических эскизов, при помощи разработанной математической модели, были идентифицированы:
геометрические характеристики, массовые, аэродинамические, параметры силовой установки, ЛТХ, ВПХ каждого самолёта из семейства.
Для оценки экономии топлива проведен сравнительный анализ разработанных ЛА с одной и двумя дозаправками на дальности 12-16 тыс.км и самолётов без дозаправки, рассчитанные также с использованием разработанной математической модели.
Итоговая оценка показывает, что суммарная экономия топлива с учётом топлива израсходованного самолетом-дозаправщиком, при реализации одной дозаправки на дальность 12000км составит 18-30%.
При рассмотрении парка из 500-а 360-местных самолётов возможная экономия составит более 5 млн. тонн авиатоплива в год. Вычислив денежный эквивалент данной экономии, получим сумму равную 4 млрд. долларов США, в ценах 2008 года. К 2025 году эта цифра может существенно возрасти вследствие роста стоимости нефтепродуктов. В этом случае, согласно прогнозам, экономия может составить от 8-10 млрд. долларов в год.
Помимо существенной экономии топлива, внедрение дозаправки в воздухе позволяет снизить материалоёмкость и стоимость парка авиатехники. Для предварительной экономической оценки перехода на дальние пассажирские самолёты произведена оценка уменьшения стоимости рассматриваемого парка самолётов (500 магистральных 360-местных) при уменьшении их расчётной дальности с 12000 до 6000. Данный парк, по предварительным оценкам, способны обслуживать 80 самолётов заправщиков типа Ил-78. По статистике стоимость дальнемагистрального самолёта в млн. долларов равна примерно половине его взлётной массы в тоннах. Это позволяет говорить о 36% экономии в стоимости парка дальнемагистральных самолётов, оцененной свыше 25 млрд. долларов
Для идентификации экономии топлива во всём диапазоне дальностей 6000-16000км с одной или двумя дозаправками проведено параметрическое исследование, результаты представлены на рис.7б. При использовании 2-х дозаправок в полете, экономия может достигнуть 50%.
В четвёртой главе рассмотрен вопрос применения дозаправки в полёте как метода обеспечения экологически приемлемых показателей сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения, экономические параметры которого были бы сравнимы с дозвуковыми самолётами.
При оценке влияния сверхзвуковых самолетов на окружающую среду в первую очередь учитывались уровни звукового удара и шума на местности.
Конкурентоспособный проект СПС-П должен обеспечивать выполнение действующих в настоящее время ограничений по шуму на местности (ICAO, Гл.З), звуковому удару (предположительно Ар<40 [Па] для полетов над сушей), при этом:
дальность полёта должна составлять ~ 12000 км при 200 пассажиров;
длина ВПП не более 3000м.
Как показывают исследования, масса такого самолёта при обычном подходе к проектированию будет составлять порядка т0~400т. При этом экологические показатели ЛА будут составлять неприемлемые величины по уровню звукового удара, шума и эмиссии.
Решение указанных проблем возможно существенно продвинуть, если проектировать самолёт с дозаправкой в воздухе, т.е. обеспечить автономный полёт на существенно меньшую дальность ~ 6000 км, при скорости крейсерского полёта соответствующей числу М=2.2.
Как показывают исследования форма СПС-И, обеспечивающая минимизацию звукового удара, существенно отличается от геометрии СПС-І. Оптимальные геометрические характеристики такой формы включают:
- спрофилированный фюзеляж, совместно с крылом обеспечивающий
необходимый закон распределения поперечных сечений по длине самолёта;
- крыло малого удлинения, большой стреловидности с развитым передним
наплывом и адаптивными элементами вдоль передней кромки крыла,
обеспечивающими плавное изменение контура профиля в зависимости от
режима полёта. Это позволяет реализовать изоэнтропическое сжатие и тем
самым уменьшить суммарную интенсивность скачка уплотнения - реализовать «безударный вход»;
применение двигателей изменяемого цикла (ДИЦ), которые на сверхзвуковом режиме полета работают как одноконтурные турбореактивные двигатели (ТРД) с большой удельной тягой, а при взлёте и посадке как двухконтурные (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, тем самым, обеспечивая малошумный профиль скоростей газа на выходе из двигателя. Для оценок использовались проекты ДИЦ фирм: Snecma, General Electric, Pratt & Whitney;
более широкое применение новых технологий, композиционных материалов и конструктивных решений, в том числе в силовой конструкции крыла и фюзеляжа.
Согласно оценкам фирм: Aerospatiale SNI, British Aerospace, ОКБ «Туполев», масса пустого снаряженного самолёта при применении новых технологий может быть снижена на 15% по отношению к аналогичным параметрам СПС-І.
Предлагаемые решения позволяют реализовать значение взлётной массы примерно как у самолёта А-310 (ш0 ~140т.), при дальности полёта порядка 6000 км. Сформированный облик самолёта позволяет в первом приближении обеспечить нормированные уровни шума, а также неограниченный полёт над сушей с уровнем звукового удара, обеспечивающем неотрицательную реакцию населения. Заданная дальность (L= 12000км) без ухудшения экологических показателей достигается применением дозаправки в полёте.
Оценка экономического эффекта показала, что топливная эффективность СПС-ІІ и современного дозвукового самолёта практически сравнимы, тогда как время нахождения в полёте СПС-П с дозаправкой в полёте сокращено в ~2 раза.
Согласно данным, полученным в главе III, дозаправка в воздухе позволяет реализовать экономию рейсового топлива порядка -25%, тогда как у СПС-И с дозаправкой в воздухе этот показатель достигает ~50%.
Расчёты ВПХ рассмотренной компоновки СПС-П с использованием методов, разработанных в Главе И, показывают, что потребная длина ВПП будет составлять порядка ~4000м.
Для обеспечения заданной длины ВШТ=3000м приняты меры для увеличения Су на взлётно-посадочных режимах:
- расположение силовой установки на верхней поверхности крыла с
вертикальными клиньями воздухозаборников, обеспечивающими
преимущественно горизонтальное распространение ударной волны от передних
кромок;
- обдув внутренних элевонов реактивной струёй с целью повышения Су.
Прирост подъёмной силы основан на эффекте Коанда, суть которого
заключается в улучшение несущих свойств за счёт дополнительного воздействий 2-ух основных факторов: увеличение циркуляции потока; наличие дополнительного вертикального импульса.
Для определения влияния и особенностей эффекта Коанда на крыле малого удлинения проведено экспериментальное исследование в аэродинамической трубе AT-1 (МАТИ).
На первом этапе эксперимента была проведена верификация аэродинамических характеристик предлагаемой формы СПС-П на взлётно-посадочных режимах полученных в аэродинамической трубе КГТУ (г. Казань) и вАТ-1 (МАТИ).
На втором этапе эксперимента были проведены весовые испытания модели с имитатором силовой установки без обдува и с обдувом верхней поверхности элевонов. Одновременно проводилась визуализация обтекания для демонстрации эффекта прилипания и отклонения струи вниз, вдоль поверхности элевона Исследования проводились при различных углах атаки и значениях скорости обдува верхней поверхности. Ниже приведены результаты
20 эксперимента при отношениях скорости обдува к скорости набегающего потока о6уу = 3, что примерно соответствует одному из этапов взлёта самолёта.
Результаты исследования, полученные на модели, приведены к условиям полёта путём пересчёта на обслуживаемый размах элевонов в реальной компоновке с двумя двигателями, а также внесением других поправок согласно методике эксперимента.
Полученные результаты позволяют более основательно решить задачу выбора рациональных параметров СПС-И, приемлемого с точки зрения влияния на окружающую среду. Предложенный подход может быть использован для решения актуальной научной проблемы применения глобальной транспортной системы сверхзвуковых перевозок
Техническое обоснование дозаправки в воздухе при пассажирских авиаперевозках
Будущее истощение мировых запасов ископаемых углеводородов десятки лет заставляло задумываться мировую авиационную промышленность о путях решения этой многогранной проблемы. Одним из перспективных направлений является возможность использования в авиации альтернативных видов топлива, например, таких как: жидкий водород (LH2), сжиженный природный газ (СПГ) и т.д. Проведенные исследования показали, что «криогенное» направление требует существенных изменений конструкции самолётов и связано со значительным изменением технологии наземной эксплуатации ЛА. В связи с этим, логично предположить, что в первую очередь будет реализован перевод на альтернативное топливо отраслей промышленности и наземного транспорта, вслед за которым неизбежно должна наступить очередь авиации, перевод которой на LH2 уже потребует принципиальных изменений конструкции и технологии производства самолётов и двигателей, а также создание новой инфраструктуры на земле для обеспечения эксплуатации самолётов.
Можно предположить, что в недалёком будущем авиация окажется единственным крупным потребителем углеводородного топлива. В связи с этим, в среднесрочной перспективе развития авиации, скорей всего, будет преобладать направление на экономию углеводородного топлива в конструкциях самолётов, близких к существующим, при параллельных НИОКР по применению альтернативных видов топлива.
Как показывает мировой опыт, в первую очередь осваиваются технологии, наиболее просто внедряемые на существующих самолётах.
Эволюционное развитие конструкции предпочтительнее, чем разработка принципиально нового изделия, которая сопряжена с высоким уровнем потребных инвестиций и значительным риском. Так, например, запустив в серийное производство первый широкофюзеляжный самолет Боинг-747, компания «Боинг» столкнулась с серьезными финансовыми проблемами, поскольку спрос на этот самолет оказался существенно ниже прогнозируемого. Во избежание убытков, компании пришлось сократить число сотрудников. Ее штат тогда сократился со 100 до 38 тысяч человек.
Сегодня финансовые трудности испытывает «Эрбас», в связи с запуском в серию гигантского двухпалубного A3 80. Производители рискуют куда меньше, разрабатывая новые модели самолетов на основе того, что уже имеется, а не перестраивая полностью все производство.
Для того, чтобы российской авиапромышленности успешно конкурировать на мировом рынке гражданской авиатехники, уже мало предложить изделия, сравнимые по своей экономической эффективности с изделиями конкурентов. Необходимо «прорывное» превосходство. В то же время, пределы совершенствования традиционных конструкций самолетов и двигателей уже почти достигнуты. Дозаправка в воздухе - одно из возможных «прорывных» решений, не требующих радикальных изменений существующих конструкций самолётов. В тоже время, данное решение позволит не только получить значительный экономический эффект, обусловленный уменьшением размеров самолетов и расходов топлива при том же объеме выполняемой работы, но и повысить экологичность эксплуатации воздушных судов.
В настоящее время дозаправка в воздухе является стандартной операцией выполняемой рядовыми военными летчиками. Это позволяет рассматривать возможность её реализации, как штатного этапа полёта и при пассажирских авиаперевозках. При внедрении данной технологии можно ожидать существенного снижения доли затрат на авиационное топливо в прямых эксплуатационных расходах авиаперевозчиков, что будет иметь благоприятные последствия как для экономических показателей авиакомпаний, так и для пассажиров, поскольку приведёт к уменьшению стоимости авиабилетов. Предварительные оценки [10] показывают, что выигрыш топливной эффективности может составлять до 23%, кроме того, на 30-35% может быть снижена стоимость парка самолетов. Данная цифра основана лишь на реорганизации и доработке имеющегося парка летательных аппаратов. Есть достаточные основания полагать о её возможном увеличении за счёт создания оптимизированного типоразмерного ряда гражданских судов, использующих дозаправку в воздухе. Для обеспечения дозаправки в воздухе пассажирских самолётов требуется проведение ряда доработок конструкции самолётов и их оборудования. Как правило, большая часть этих доработок в отдельности уже реализованы и сертифицированы, однако их конкретное применение для дозаправки гражданских самолётов может иметь особенности, такие как: -модификация существующего навигационно-пилотажного оборудования для обеспечения сближения самолётов на конечном этапе их «стыковки» и полёта «строем» во время дозаправки; -доработка технологии и элементов системы дозаправки, обеспечивающих вероятность функциональных отказов в соответствии с нормами «Авиационных правил. Часть 25» (АП-25) по возникновению «сложной ситуации»; -организация глобальной системы навигации для автоматизации процессов сближения в «дальнем поле»; -разработка нормативной документации и требований безопасности.
Модуль расчета лётно-технических характеристик в зоне дозаправки
В данном модуле будет приведена методика расчета непосредственно зоны дозаправки, как добавочной составляющей классического профиля полёта (без дозаправки). Расчет ЛТХ самолёта в зоне дозаправки включает в себя: 1. Расчет параметров снижения до зоны дозаправки; - расчет времени снижения до зоны дозаправки - расчет количества топлива, потребного для снижения в зону дозаправки - дальность снижения самолёта до зоны дозаправки 2. Расчет параметров набора крейсерской высоты; - расчет времени набора крейсерской высоты - расчет количества топлива, потребного для набора крейсерской высоты - дальность при наборе крейсерской высоты десь, до_встР - время на встречу самолётов (принимается равным 5 минутам); &тпеР.тош, - топливо, переливаемое в зоне дозаправки (рассчитывается в модуле массовых характеристик); и - нормальная эксплуатационная производительность заправочной штанги (принимается равной 5680 л/мин [13]); 3_доз - времени от начала горизонтального полёта до расстыковки самолётов после дозаправки; М3_д03- скорость полета в зоне дозаправки (принимается равной М=0,6) а - скорость звука на высоте зоны дозаправки (принимается при высоте Н=8000м); В рамках идентификации потребных параметров самолёта заправщика, на базе пассажирских самолётов, необходима доработка базового варианта: - демонтаж пассажирского оборудования - 25% полной массы оборудования самолёта [16]; - установка оборудования для дозаправки - Зт.; - установка дополнительного бака в фюзеляж. Для идентификации размерности дополнительного топливного бака, необходимо определить потребное количество топлива, необходимого для выполнения следующих операций: - взлёт, набор высоты; - полет до зоны дозаправки - 500 км (расчётный рубеж от аэродрома базирования самолета заправщика, с тем, чтобы обеспечить возможность использовать его в качестве запасного аэродрома); - полет строем во время дозаправки (в данной операции необходимо учитывать и топливо дозаправщика и дозаправляемого самолёта);
Задачей предварительного проектирования является разработка схемы, структуры и принципов будущего самолёта и составляющих его элементов, которая должна обеспечить при определенных ограничениях наиболее эффективное выполнение поставленных целей, на основе иерархических критериев оценки результатов проектирования. Первые два этапа разработки проекта самолёта (рис.3.1), основные алгоритмы которых сформированы в данной работе, являются ключевыми всего жизненного цикла создания авиационной техники [12]. От того, насколько правильные решения принимаются на ранних этапах, часто зависит
Компоновка общего вида оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в воздухе
На основании полученных данных, по оптимальным геометрическим параметрам крыла и фюзеляжа и в соответствии с постановкой задачи подраздела 3.2. доопределение параметров оперения, шасси и двигателя будет заключаться в следующем: - оперение принимается нормальной схемы -20% площади крыла; - в качестве шасси принимается унифицированная конструкция — трехопорное с передней опорой; - силовая установка — 2 или 4 двигателя на пилонах под крылом суммарная потребная статическая тяга определяется при помощи разработанной математической модели из расчёта обеспечения сбалансированной длины ВПП=2600м. Определение длины фюзеляжа производится из следующих условий [12], [41]: 1. Поскольку в качестве базовой геометрии фюзеляжа принята геометрия 2-х проходного фюзеляжа, то количество потребных рядов будет определяться из расчёта обеспечения заданной пассажировместимости. Следует учитывать, что в хвостовой части пассажирской кабины ширина салона сужается из-за придания фюзеляжу формы, хорошо обтекаемой воздушным потоком. Вследствие этого последние ряды приходится делать с уменьшенным числом сидений, и для размещения заданного числа пассажиров потребное число рядов сидений необходимо увеличивать на 3-4 ряда. 2. Расстояние между рядами определяется в зависимости от классности салона: для салона экономического класса данное расстояние должно лежать в пределах - 780-810мм. (по международным нормам). 3. Минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до первого ряда сидений для экономического класса должно составлять не менее 585мм. 4. Минимальное расстояние от плоскости задней перегородки кабины до переднего крепления последнего ряда сидений для экономического класса должно составлять не менее 750мм. 5. Для обеспечения питания пассажиров в полете необходимо предусмотреть кухонные помещения, общий объём которых для салона экономического класса находится из формулы [12]: а площадь пола из формулы: SKyx 0,05 пПАСС 6.
Для обеспечения нормальных потребностей человека необходимо предусмотреть туалетные помещения. Расчётное число пассажиров на 1 туалет -45...50. Площадь пола туалетного помещения должна быть не менее 1,5...1,6 м2. В рамках принятых конструкторско-компоновочных решений и ограничений по самолётам, были сформированы общие виды ЛА, оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в воздухе. На основе полученных теоретических эскизов, при помощи разработанной математической модели, были идентифицированы: геометрические характеристики, массовые, аэродинамические, параметры силовой установки, ЛТХ, ВПХ, каждого самолёта из семейства. Общие виды самолетов, типо-размерного ряда с компоновками пассажирского салона, а также графики «нагрузка-дальность», представлены на рисунках 3.4.1, 3.4.2, 3.4.3, 3.4.4, 3.4.5. Как было сказано выше, освоение дозаправки топливом в полёте при гражданских авиаперевозках позволяет получить значительный экономический эффект, обусловленный уменьшением размеров самолёта и расходом топлива при том же объёме выполняемой работы. Дозаправка топливом в полёте оптимизированных самолётов средней дальности (в качестве которой принята дальность L=6000KM) позволяет выполнять полёты на большую дальность, но при этом средняя полётная масса будет значительно меньше, чем у дальних самолётов той же пассажировместимости. Это позволяет существенно уменьшить расход топлива при полёте на большую дальность. Для конкретизированной оценки экономии топлива при одной дозаправке в воздухе базового самолёта с дальностью автономного полёта 6000 км в работе принята дальность с одной дозаправкой 12000 км, которая также может быть обеспечена самолётами, перевозящими 200, 280, 360, 440, 520 пассажиров без дозаправки в воздухе. Для определения их параметров требуется решение задачи формирования облика такого семейства самолётов, что существенно усложняет численный эксперимент. Поэтому, для предварительных оценок разработан дополнительный модуль, позволяющий выполнить приближённую идентификацию параметров самолётов, способных выполнять полёты на дальность 12000 км с заданной пассажировместимостью (например, 200, 280, 360) без дозаправки в воздухе. Данный модуль построен на графоаналитическом методе определения максимальных взлетных масс и основывается на фактических данных, существующего парка воздушных судов. Алгоритм дополнительного модуля включает: 1. Выбор существующих самолётов, наиболее соответствующих заданным показателям: L= 12000, пассажировместимость 200, 280, 360, 440, 520; 2. Анализа графика «Нагрузка-дальность» выбранного варианта и применение графоаналитической идентификации максимальной взлётной массы гипотетического самолёта, выполняющего данные п.1; 3. Определение массы пустого снаряженного самолёта и запаса топлива с помощью разработанной математической модели (Глава II)
Летно-технические характеристики СПС-П с дозаправкой в воздухе
Для оценки рассмотрим профиль полёта на дальность 12000км, с дозаправкой в воздухе на рубеже 6000км. Основные параметры приведены на рис.4.13. Очевидно, что транспортная система, в основу которой положен СПС-Н с дозаправкой в воздухе, позволяет существенно увеличить (примерно в 2 раза) производительность перевозок за счет увеличения средней рейсовой скорости пассажирского авиалайнера, с соблюдением требований экологических норм. Экономический эффект данной транспортной системы, выявленный путём аналитического исследования показал, что топливная эффективность СПС-Н и современного дозвукового самолёта практически сравнимы, тогда как время нахождения в полёте СПС-П с дозаправкой в полёте сокращено в 2 раза. Как результат, себестоимость перевозок, с использованием СПС-П с дозаправкой в воздухе, могут быть существенно улучшены до уровня дозвуковых самолётов. В качестве критерия оценки принята топливная эффективность. Сравнительные показатели представлены на рис.4.16. Согласно данным главы III, дозаправка в воздухе позволяет реализовать экономию рейсового топлива (при одной дозаправке) порядка 25%, тогда как у СПС-И этот показатель достигает 48%. Столь существенное увеличение экономии топлива связано с уменьшением показателя дальности А = К-М Качественная зависимость экономии топлива от «А» представлена на рис.3.6.3 (Глава III). Другими существенными преимуществами СПС-И перед дозвуковым авиалайнером являются: экономия времени для полезной деятельности; расширение частоты и сферы личных контактов; уменьшение усталости; повышение комфорта и ряд других преимуществ, позволяющих обеспечить для пассажиров большую привлекательность полёта на СПС-И. Предложенный подход может быть использован для решения актуальной научной проблемы применения глобальной транспортной системы сверхзвуковых перевозок. Необходимость применения сверхзвуковой пассажирской авиации и потенциал мировой авиапромышленности позволяют предвидеть в обозримом будущем внедрение системы сверхзвуковых авиаперевозок с дозаправкой в полёте.
Расчёты ВПХ рассмотренной компоновки СПС-П с использованием методов, разработанных в Главе II, показывают, что потребная длина ВПП будет составлять порядка 4000м, что не соответствует заданным требованиям. Для обеспечения заданной длины ВПП=3000м необходимо принять меры для увеличения Су на взлётно-посадочных режимах. Одним из эффективных путей является обдув верхней поверхности внутренних элевонов реактивной струёй двигателей. При отклонении секций элевонов на этапах взлёта и посадки струя двигателя «прилипает» к криволинейной поверхности задней части крыла, вследствие чего обеспечивается увеличение Су. Прирост подъёмной силы основан на эффекте Коанда, суть которого заключается в улучшение несущих свойств за счёт дополнительных воздействий 2-ух основных факторов: 1. Увеличение циркуляции потока; 2. Наличие дополнительного вертикального импульса. Требуемая величина Су для СПС-П в первом приближении определяется при помощи разработанной математической модели (Глава-И) и составляет Су-0.9 пщаВзл 10. Эксперимент проведён в дозвуковой аэродинамической трубе АТ-1. Исследования проводились на модели, где на её верхней поверхности был установлен имитатор силовой установки (ИСУ). Целью работы являлось экспериментальное определение основных аэродинамических характеристик предлагаемой схемы СПС-П без обдува и с обдувом внутренних секций элевонов. Для этого над крылом был установлен имитатор силовой установки, позволяющий с помощью специального компрессора обеспечить скорость истечения струи в 2-3 раза превышающую скорость набегающего потока в АДТ. Схема экспериментальной установки представлена на рис.4.17.
