Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Основные тенденции развития авиации на СПГ, описание процесса компоновки МС на СПГ, постановка задачи исследования. 16
1.1 Основные тенденции развития авиации на СПГ, описание 16 процесса компоновки МС на СПГ.
1.2 Постановка задачи исследования. 29
Глава 2. Обеспечение пожаровзрывобезопасности самолета, использующего криотопливо . 34
2.1 Требования к пожароопасным зонам самолета. 34
2.2 Классификация отсеков и зон самолета, использующего СПГ и мероприятия по обеспечению пожаровзрывобезопасности . 39
2.3 Обеспечение пожаровзрывобезопасности самолета использующего в качестве топлива СПГ. 42
2.4 Система газового контроля. 45
2.5 Система пожаротушения. 47
Глава 3. Криогенные топливные баки и киогенная топливная система . 49
3.1 Требования предъявляемые к конструкции криобака. 49
3.2 Особенности конструкции криобака, вызванные его тепловым состоянием . 51
3.3 Описание различных вариантов конструктивного исполнения криобаков. 79
3.4. Материалы конструкции криобака. 67
3.5. Оценка массы конструкции криобака. 71
3.6 Определение массы криогенной топливной системы (КТС). 91
Глава 4. Оценка влияния использования криогенного топлива на характеристики модифицируемых самолетов- прототипов. Особенности компоновки криобаков на магистральных самолетах .
4.1 Выбор критерия оценки влияния использования криотоплива на самолетах прототипах и описание методики расчетов их ЛТХ. 105
4.2 Анализ влияния на характеристику «груз-дальность», размещения криогенных баков на самолетах прототипах .
4.3. Анализ влияния размещения криобаков на ЛТХ самолетов прототипов . 123
Глава 5. Формирование облика магистрального самолета с учетом особенностей размещения криотоплива .
Глава 6. Оценка влияния использования криотоплива на относительные массы агрегатов самолета.
Выводы. 145
Приложение. 147
Список используемой литературы. 149
- Классификация отсеков и зон самолета, использующего СПГ и мероприятия по обеспечению пожаровзрывобезопасности
- Особенности конструкции криобака, вызванные его тепловым состоянием
- Анализ влияния на характеристику «груз-дальность», размещения криогенных баков на самолетах прототипах
- Анализ влияния размещения криобаков на ЛТХ самолетов прототипов
Введение к работе
Современная экономическая ситуация в мире характеризуется истощением запасов ископаемого сырья, ухудшением экологической обстановки. Анализ перспектив развития экономики, выполненный многими исследователями мира, свидетельствует о том, что дальнейшая борьба за контроль над природными ресурсами приведет к дальнейшему обострению отношений между добывающими сырье странами и промышленными странами с развитой перерабатывающей промышленностью (рис 0.1-0.2).
В связи с ужесточающейся конкуренцией между потребителями углеводородного топлива, авиастроителям приходится искать замену той небольшой доли нефти, которая идет на производство авиатоплива. Решение этой проблемы возможно путем использования в авиации альтернативных видов топлива, таких как жидкий водород (ЖВ) или сжиженный природный газ (СПГ), являющихся криогенными жидкостями (рис. 0.3).
Дешевизна природного газа по сравнению с авиакеросином и тем более с ЖВ, а с учетом экологических аспектов не только применения, но и производства, делает СПГ наиболее привлекательным для внедрения в авиастроение в качестве топлива.
Кроме того, большая объемная теплота сгорания природного газа по сравнению с ЖВ облегчает размещение газовых топливных баков на самолете. Более высокая криогенная температура СПГ упрощает задачу тепловой защиты и позволяет накопить необходимый опыт для последующего применения водорода и созданию авиационной инфраструктуры, то есть реализуется путь «от простого к сложному». Использование криогенных топлив позволит снизить уровень вредных
Объемы добычи неф-m (прогноз)
а я о
——прогноз 1 --прогноз 2
Мировые запасы нефти.
*0
Саудовская Аравия
Иран
Ирак JB Венесуэла Кувейт
ОАЭ j Китай
Мексика J Ливия
=г
" '~
а оставшееся
П израсходованные
Нигерия і ' .і і
Великобритания г-у.-ч і Канада Норвегия
Гигабаррелей
«г *
Области применения криогенных топлив.
о-
выбросов самолета, снизить стоимость авиаперевозок, увеличить объемы грузоперевозок за счет устранения дефицита авиатоплива.
Однако, внедрение в авиастроение новых видов топлива требует решения целого ряда научно-технических проблем, основными из которых являются:
обеспечение пожаровзрывобезопасности самолета и наземных объектов;
размещение нового вида топлива на борту самолета;
оценка влияния нового топлива на облик и летно-технические характеристики самолета;
создание наземной инфраструктуры для хранения и заправки новым топливом.
Анализ известных проектно-конструкторских решений показал, что одним из факторов, позволяющих создать магистральный самолет на новом виде топлива, является конкретное решение задачи по формированию облика самолета на газовом топливе и выбор рациональной компоновки топливных баков и топливного комплекса на борту самолета.
Предпосылками для решения этой задачи является опыт разработки экспериментальных самолетов на водородном топливе и метане, а также научно-методическая база. Ее анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования конструкции, оборудования и эксплуатации самолетов рассмотрены в работах С.М.Егера, М.Ю.Куприкова, О.ССамойловича, В.В.Мальчевского, В.А.Киселева, В.З.Максимовича, А.НЛрепьева, Х,Хаберланда (Германия), Э. Торенбика (Голландия) и ряда других отечественных и зарубежных авторов, ученых ЦАГИ и других авиационных НИИ и ОКБ,
В работах М.Ю. Куприкова проведён анализ влияния инфраструктурных ограничений на размерность и компоновку МС. В работах В.В. Мальчевского предложен матрично-топологический метод
синтеза схемы и компоновки самолёта. Работы А. Н. Арепьева посвящены вопросам выбора параметров и вариантов компоновок магистральных самолётов.
На основании анализа приведенных работ, можно сделать вывод, что в современных исследованиях по проектированию самолета недостаточно внимания уделялось вопросам, связанным с использованием криогенных топлив, хотя вследствие дальнейшего истощения запасов углеводородного топлива, это является актуальной проблемой.
Целью диссертационной работы является создание методического обеспечения для проведения структурно-параметрического анализа вариантов компоновки криогенного топливного комплекса (КТК) на борту магистрального самолета. Это обеспечит повышение качества проектно-конструкторских работ по созданию магистральных самолетов на криогенном топливе на этапе предварительного проектирования, снижение материальных и временных затрат за счет использования современных методов математического моделирования и средств машинной графики при определении параметров криогенного топливного комплекса в составе магистрального самолета.
Достижение поставленной цели диссертационной работы осуществлено на основе решений следующих задач:
выявления места и состава задач компоновки криогенных баков и криогенного топливного комплекса в рамках формирования облика самолета;
разработки метода определения массы криогенного топливного бака;
разработки метода и процедур компоновки криогенного комплекса при проектировании новых и модификации существующих магистральных самолетов;
проведения проектных исследований по выявлению рациональных
значений параметров внутренней компоновки криогенного
комплекса на борту самолета;
определения относительных масс агрегатов самолета на СПГ.
Предметом исследования является процесс компоновки
криогенного топливного комплекса на борту магистрального самолета. Декомпозиция задач, разработка моделей и алгоритмов базируются на принципах системного подхода. Выявление рациональных конструктивно-компоновочных решений осуществлено на основе моделирования с помощью формально-эвристических процедур.
Научная новизна диссертации заключается в разработке комплекса формально-эвристических методов, моделей, алгоритмов и процедур решения задачи формирования облика магистрального самолета на криогенном топливе, исходя из компоновочных ограничений при размещении КТК на борту магистрального самолета.
В ходе работы были получены следующие новые результаты:
выявлены специфические задачи компоновки КТК на борту самолета при его модификации;
разработана математическая модель криогенного бака пригодная оценки его массы на этапе предварительного проектирования;
разработан основанный на формально-эвристическом моделировании метод определения массы бортовой части КТК магистрального самолета;
разработаны процедуры компоновки КТК на борту магистрального самолета;
определены области существования магистральных самолетов на криогенном топливе;
Практическая ценность диссертационной работы заключается в том, что на базе разработанной математической модели криогенного топливного бака создана программа «Криобак» для определения массы
криогенного топливного бака, которая может быть использована в НИИ и ОКБ авиационной промышленности при разработке перспективных образцов авиационной техники, о чем свидетельствуют материалы о внедрении результатов исследования.
Достоверность полученных результатов обеспечивается тестированием программного комплекса при расчете реальных конструкций криогенных баков, и сопоставления их с результатами расчетов. Отклонение характеристик физических и математических моделей не превышает 5%.
Результаты работы внедрены в:
ОАО Туполев;
Кафедре 101 «Проектирование конструкции самолетов» МАИ;
Кафедре «Автоматизированного проектирования ЛА» РГТУ МАТИ;
что подтверждается соответствующими актами о внедрении.
Апробация работы. Основные результаты работы были доложены и обсуждены на ряде научно-технических конференций и в организациях.
Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в научных статьях, а также содержится в тезисах докладов на научно-технических конференциях.
Помимо этого с использованием результатов диссертационной работы, приведенных в главах 2-5, проведен ряд работ связанных с
компоновкой КТК и определению его параметров в рамках работ по криогенной тематике, проводимых в ОАО «Туполев».
Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, выводов, заключения и библиографического списка. Объем работы составляет 157 страниц, включая 50 рисунков и 26 таблиц. Список литературы содержит 116 наименований.
Классификация отсеков и зон самолета, использующего СПГ и мероприятия по обеспечению пожаровзрывобезопасности
Классификация сред, обусловленных наличием на самолете топлива в виде сжиженного природного газа, выполняется согласно «Временному положению №1240-88-3 по классификации сред в отсеках воздушных судов, содержащих СПГ» [2]. Классификация содержит наименование отсеков и зон, их характеристики, мероприятия по обеспечению взрыво-пожаробезопасности в них и типы среды (рис.2.1, таблица 2.1).
Основным мероприятием по повышению пожаровзрывобезопасности самолета, использующего в качестве топлива СПГ, является система вентиляции отсеков и зон самолета (рис.2.2), среда которых, обусловлена наличием элементов криогенной системы. Вентиляция предотвращает появление взрывоопасной концентрации паров СПГ в этих средах вследствие регламентированных утечек криогенного топлива. При заправке баков криогенным топливом и подготовки двигателей к запуску вентиляция отсеков криогенных, баков производится от наземного источника воздуха. В режиме стоянки самолета с заправленными криогенными баками до момента запуска одного из двигателей вентиляция этих отсеков не производится.
При стоянке на земле с работающим двигателем и при полете, вентиляция указанных отсеков осуществляется от бортовой системы кондиционирования. В полете, система вентиляции поддерживает повышенное давление в отсеках криогенных баков, по сравнению с атмосферным и, одновременно, пониженное, по сравнению с давлением в гермокабине самолета.
Вентиляция кожухов трубопроводов полетного и стояночного дренажа, трубопровода перекачки СПГ из одного бака в другой и трубопроводов циркуляции СПГ из двигателей в баки производится путем подачи воздуха из соответствующих отсеков криогенных топливных баков через специальные отверстия на входе в эти кожухи за счет перепада давления. Сброс воздуха из этих кожухов производится в атмосферу.
Вентиляция гермокожухов трубопроводов питания двигателей осуществляется воздухом, отбираемым от компрессора соответствующего двигателя с момента его запуска до окончания взлета, после чего вентиляция выполняется путем продувки скоростным напором воздуха.
Вентиляция мотогондол двигателей на земле и при взлете производится воздухом, отбираемым от компрессора соответствующего двигателя, в полете - за счет скоростного напора воздуха, поступающего через воздухозаборники.
В ходе работ по самолету Ту-155 для обеспечения пожаровзрывобезопасности за основной метод защиты был выбран контроль среды и управление ее состоянием. Подобный метод защиты позволяет своевременно обнаруживать аварийное натекание паров криогенного топлива в объемах контролируемых отсеков и предотвратить образование взрывоопасной среды уменьшением концентрации кислорода ниже предела взрываемости.
В связи с выше перечисленным при дальнейшем структурном анализе самолетов, использующих СПГ в качестве топлива, были приняты следующие мероприятия по обеспечению пожаровзрывобезопасности:
Все элементы криогенной топливной системы устанавливаются вне фюзеляжа. Они располагаются в мотогондолах и в крыле или в обтекателях.
Зоны размещения элементов криогенной топливной системы отделяются герметичными перегородками от остальной части самолета, т.е. находятся в замкнутых объемах, трубопроводы заключаются в герметичные кожухи.
На самолете устанавливается система газового контроля СГК (рис. 2.2), для определения концентрации паров природного газа в отсеках размещения элементов криогенной топливной системы и в мотогондолах двигателей и для сигнализации о превышении этой концентрации предельной допустимой по условиям безопасной величины.
В мотогондолах установлены датчики системы сигнализации о керосиновом и метановом пожаре и о перегреве.
В мотогондолах установлена система пожаротушения для ликвидации керосинового и метанового пожаров. Управление параметрами воздушной среды в отсеках и зонах размещения элементов криогенной топливной системы и в мотогондолах двигателей сводится к: продуву этих зон воздухом от системы кондиционирования и мотогондол двигателей с помощью отбора воздуха от компрессора соответствующего двигателя или набегающим потоком для понижения концентрации паров СПГ, вызванной регламентированными утечками, до безопасных пределов;
Особенности конструкции криобака, вызванные его тепловым состоянием
При проектировании топливной системы и разработки конструкции бака требуется:
1. Выбрать толщину теплоизоляции обеспечивающую: допустимую массу теплозащиты; поддержание требуемого диапазона давления на всех участках эксплуатации изделия; приемлемые потери испарившегося топлива на стоянке; допустимое количество влаги, конденсирующейся на внешней поверхности теплозащиты.Учм/яывая расчеты, проведенные подразделением AT АНТК им. А.Н.Туполева, для криогенного бака металлической конструкции, вдальнейшем рассматривается теплозащита из материала ППУ-17Н толщиной 50 мм, выбранная исходя из выше перечисленных требований [89], [90], [100].
2. Определить изменение давления в системе баков на всех режимах эксплуатации изделия: заправка с дренажом через наземный заправочный комплекс (НЗК), предполетная стоянка самолета с полным баком, полеты, послеполетная стоянка до подстыковки к НЗК, послеполетная стоянка после подстыковки к НЗК.
Для обеспечения нормального теплового состояния криобака при эксплуатации самолета достаточная толщина теплоизолящии из пенопласта ППУ-17Н составляет 50 мм. Однако этого недостаточно в зоне подвески бака. В этих зонах должна быть установлена внутренняя теплозащита.
Проведенные предварительные испытания подобной конструкции теплозащиты совместно отд. AT и ОНМиК (100 циклов захолаживания и окунания в жидкий азот) показали хорошие результаты [21].
При действии криогенных температур, у традиционных конструкционных материалов происходит процесс «охрупчивания» или наступает «хладноломкость», что может привести к быстрому образованию и развитию трещин при действии циклических нагрузок, и как следствие к нерегламентированным утечкам топлива. С точки зрения пожаровзрывобезопасности и герметичности сквозная трещина в баке недопустима, кроме того, такая трещина может оказаться существенно меньше допустимой по условиям прочности. Поэтому особое значение приобретает контроль состояния конструкции бака с целью своевременного обнаружения таких трещин, а также предотвращения недопустимого роста трещины (таким образом, наиболее вероятна эксплуатация криобака по состоянию). Одним из способов такого контроля является установка на внешнюю поверхность силовой оболочки слоя проницаемого материала (для конструкции из композиционного материала это могут быть дренируемые соты), продувая который, и определяя методами газового контроля наличие метана в продуваемом воздухе, можно определить возникновение течи в силовой оболочке. Такой контроль возможен непосредственно в полете, так и при периодических наземных проверках. Для криогенного бака небольшого размера, когда напряжения в баке небольшие, (так как толщина оболочки бака не должна быть меньше Змм из условий герметичности и безопасности) состояния необходимости в полетном контроле нет. Вполне достаточно контроля бака раз в два года в наземных условиях.
Для выявления особенностей конструкции и дальнейшего определения массы криобаков, рассмотрим уже созданные варианты их конструкций. В основу этого раздела включены материалы изложенные в источниках [105,106].
Бак СПГ представляет законченный агрегат сварной конструкции из сплава Амгб, диаметром 3000 мм (3100 мм с теплоизоляцией) и длиной 5300 мм цилиндрической формы со сферическими днищами (рис. 3.1). Цилиндрическая часть состоит четырех секций - обечаек, каждая из которых в свою очередь включает от 6 до 10 панелей, выполненных фрезерованием или с помощью размерного химического травления.
Днища, в зависимости от типа имеющегося для них формообразования, могут изготавливаться из одной или нескольких заготовок, впоследствии стыкуемых с помощью сварки.
Бак образуется стыковкой с помощью сварки обечаек, шпангоутов (четыре рядовых шпангоута и один силовой) и двух днищ. Вдоль образующей в нижней части бака с двух сторон имеются рельсы, используемые для закатывания бака в фюзеляж самолета по роликам, установленным в фюзеляже на специальных бимсах. Рельсы позволяют осуществлять предварительную закатку и установку бака в фюзеляж. Центральный силовой шпангоут имеет узлы для крепления бака в фюзеляже (рис.3.2). Для чего в шпангоуте имеется два боковых и одно нижнее гнездо с заделанными в них сферическими подшипниками. В районе боковых гнезд цилиндрические обечайки выполнены в виде фрезерованных панелей. Перегородка устанавливается по шпангоуту №4. В районе расходного отсека расположены постаменты для размещения и крепления шести насосов и трубопроводов. В заднем днище имеется горловина, выполняющая одновременно функции люка-лаза, обеспечивающая возможность выполнения внутрибаковых работ. На днищах расположена вваренная арматура для подключения коммуникаций топливной системы и гермопроводники для электропроводки.
Анализ влияния на характеристику «груз-дальность», размещения криогенных баков на самолетах прототипах
Общий вид регионального самолета с ТВД при его модификации с целью использования в качестве топлива СПГ, показан, нарис. 4.8.
С учетом изложенных выше требований к размещению СПГ на борту самолета, криотопливо на региональном самолете с ТВД располагаем в 2-х накладных баках в верхней части фюзеляжа (рис.3.13). При анализе поражения криобака нелокализованными осколками двигателя строилась математическая модель предельного расположения заднего сферического днища переднего бака и переднего сферического днища заднего бака.
Задний криобак имеет ряд особенностей конструкции. Ак как бак имеет большую относительную длину, во избежании значительного прогиба, подвеска бака выполнена трехопорной. Для этого в центре масс бака организуется статическиопределимая точечная опора, воспринимающая продольные и поперечные силы (рис. 4.9), а в районе сферических днищ - шарнирные опоры, воспринимающие только поперечные силы.
В зоне средней опоры в этом бака устанавливается герметичный усиленный шпангоут, выполняющий также функцию противоплескательной перегородки.
В таблице 4.2 приведены: масса криобаков и криогенной топливной системы для регионального самолета с ТВД. Массовые характеристики КТК для регионального самолета с ТВД на СПГ, массовые и аэродинамические характеристики приведены в таб. 4.2-4.3.
С учетом полученных данных для данной модификации была построена зависимость «нагрузка-дальность» рис. 4.11.
Общий вид модификации БМС с ТРДЦ на СПГ, показан на рис. 4.12. При размещении СПГ на этом самолете были учтены особенности компоновки этого самолета с задним расположением маршевых двигателей: зона возможного поражения при нелокализованом разлете осколков двигателя лежит в хвостовой части фюзеляжа, что позволило разместить криобаки, максимально используя надфюзеляжное пространство; из-за большого разбега центровки пустого самолета и самолета с максимальной коммерческой нагрузкой, баки размещены таким образом, что основная масса топлива сосредоточена в районе центра тяжести, при этом возможно управление центром тяжести путем перекачки СПГ из заднего бака в передний и наоборот.
С учетом особенностей компоновки самолетов с размещением маршевых двигателей в хвостовой части, а также с целью унификации, передний и задний криобаки выполнены одинаковыми рис. 4.13. Расчетные характеристики КТК и массовые характеристики модификации на СПГ приведены в таблицах 4.4-4,5. На рис. 4.14 построены кривые «нагрузка-дальность» для БМС с ТРДЦ и его модификации на СПГ.
При модификации самолета путем установки криобаков в верхней части фюзеляжа произошли следующие изменения ЛТХ самолетов прототипов: Выросла масса пустого снаряженного самолета; Выросла взлетная масса и как следствие произошло увеличение посадочной скорости, однако класс аэродрома базирования сохранился; Дальность полета с максимальной коммерческой нагрузкой не изменилась; Дальность полета с максимальным запасом топлива снизилась в среднем на 14%.
Несмотря на снижение дальности полета с максимальным запасом СПГ, при сравнении самолета прототипа и его модификации на криотопливе, удалось сохранить неизменной дальность полета с максимальной коммерческой нагрузкой, что позволяет сравнивать самолет прототип и его модификацию на СПГ как самолеты одного класса. Подобное снижение дальности полета обусловлено значительным увеличение миделя фюзеляжа рис. 4.18. В таблице 4.8 приведены относительные величины изменения характеристик модификаций на СПГ.
Как видно из этой таблицы применение накладных баков ухудшило основные ЛТХ самолетов, но при этом показатель топливной эффективности остался неизменным, в силу большей теплотворной способности криотоплива. Причем относительное изменение параметров Кшкс, Sauf примерно одинаковые для всех самолетов разного класса таблица 4.6. Отсюда следует вывод, что изменение ЛТХ самолетов прототипов при установке криогенных баков, пропорционально изменению площади омываемой поверхности - S0M, вызванного установкой криобаков соответствующего объема. То есть при дальнейшем увеличении объема топлива путем увеличения объемов криобаков, будет происходить пропорциональное увеличение омываемой поверхности самолета и соответствующее снижение дальности полета.
Анализ влияния размещения криобаков на ЛТХ самолетов прототипов
Как видно из графиков «нагрузка-дальность» БМС-ХХХ с ТРДД спроектированный с учетом особенностей размещения криотоплива на борту, полностью соответствует самолету прототипу по своим ЛТХ, а по параметру " топливной эффективности - q (19,74 против 21,95), даже превосходит его на 11,1%. Данная компоновка обладает рядом преимуществ, по сравнению с компоновкой криобаков в верхней части фюзеляжа по следующим причинам: Из-за наличия разгрузки крыла криотопливом в полете удалось снизить массу крыла; Криобаки подвешенные под крыло, легкодоступны для монтажа и предполетного осмотра; Увеличение дальности полета за счет большего объема топлива, достигается простым увеличением габаритов криобака.
Другим вариантом решения проблемы связанной с компоновкой СПГ на самолете, является использование так называемой дупланной компоновки. На рис. 5.3, показан общий вид регионального грузового самолета с ТРДД выполненный по дупланной компоновке.
Примененное здесь техническое решение, связанное с объединением в единый агрегат мотогондолы и криобака позволило: Снизить площадь миделя компоновки; Облегчить доступ к криобакам при обслуживании; Разгрузить основное крыло в полете.
В данной главе на основе анализа массовых характеристик компоновок самолетов-прототипов и их модификаций использующих СПГ в качестве топлива, выполнено определение значений относительных масс агрегатов.
При рассмотрении модификаций магистральных самолетов, наблюдался рост максимальной взлетной массы. Как показано в [99, 103, 115] максимальная взлетная масса самолета обычно определяется конструктивными параметрами и реже критериями управляемости. Максимальная масса самолета без топлива должна быть достаточно большой, чтобы конструктивные ограничения не снижали полезную нагрузку при общепринятых значениях ее удельной плотности и условиях загружения. Приращение максимальной массы без топлива увеличивает гибкость загрузки, но при этом увеличивается масса конструкции, главным крыла и узлов его крепления.
Приращение взлетной массы у модификаций на СПГ, вызвано установкой на самолете КТК, а также, помимо дополнительного усиления крыла и узлов его крепления, дополнительным усилением конструкции фюзеляжа.
Взлетная масса самолета представляет собой сумму: то ткон +тсу_ +ты .у р. +тт +т н_ +тт (6.1) где: тко„-масса конструкции; тсу - масса силовой установки; Шоб.упр — масса облрудования и управлення; тт- масса рейсового топлива; тцм - масса целевой нагрузки; тсл -масса служебной нагрузки. При модификации самолета под СПГ выражение приобретает вид: mo=mKOfl+mc.y. +mo6ytip. +тт спг+Щ.н. +тсАтктк (6.2) где: піктк — масса криогенного топливного комплекса.
При модификации самолета неизменными параметрами остаются: тсу.; Шобупр.; тцн.; тсл, но добавляются: Шт спг; тКТк, а параметр ткон изменяется.
Так как при модификации самолета под СПГ в выражении (6.2) изменяется только параметр ткон, вследствие усиления конструкции планера, вызванного установкой КТК. Поэтому, согласно [12], поиск значения ткон проще и быстрее находить методом пересчета с учетом увеличения взлетной массы. Результаты пересчета приведены в таб. 6.1.
Проведенные расчеты позволяют рассчитать относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления, а также рейсового топлива при полете с максимальной коммерческой нагрузкой для магистральных самолетов, полученных модификацией из «керосиновых» аналогов (таблица 6.2), а также получить значения относительной массы для КТК. На рис. 6.1-6.4 в графическом виде показано влияние использование СПГ на значения массовых характеристик магистральных самолетов при их модификации под СПГ.
Полученные таким образом относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления, а также криогенного топливного комплекса могут быть использованы при проектировании самолетов на СПГ.
Проведенное исследование позволяет на диаграмме приведенной на рис. 6.4, показать область существования магистральных самолетов, использующих в качестве топлива СПГ, а также построить область для самолетов спроектированных с учетом особенностей СПГ.
