Исследование влияния динамических свойств силовой установки и программ управления вектором тяги на характеристики самолета короткого взлета / вертикальной посадки

Развитие авиации и авиационного двигателестроения в конце XX века получило новый качественный скачок, который обеспечили новые методы проектирования, основанные на компьютерных вычислениях и интеграции параметров критичных узлов, а также свойства новых материалов и технологий производства. Достижения в области аэродинамики позволили создать в начале 80-х годов поколение истребителей, летно-технические характеристики (JTTX) которых трудно было улучшить в рамках традиционных схем проектирования. Дальнейшее развитие маневренных и взлетно-посадочных характеристик многоцелевых самолетов связывают прежде всего с применением статически неустойчивых аэродинамических схем, двигателями переменного цикла, выхлопными устройствами с отклонением сопел. Таковы проекты истребителей XXI века F-22, Rafal-D, EF2000, JSF, JAS39, Як-141, Су-37, МиГ-1.44 и небольших транспортных самолетов Osprey V-22, Bell Boeing-609 др. [36][44][65][66]. Особую роль в повышении ЛТХ будущих самолетов отводится бортовым системам автоматического управления, которые должны координировать работу всех подсистем с целью наивыгоднейшего выполнения полетного задания. Возможности современных систем управления, связанные с мощными бортовыми программными комплексами, позволили повысить экономичность, и то же время надежность полетов в широком диапазоне скоростей и высот.

Двигатели современных самолетов стали менее габаритными, более легкими, более мощными и более экономичными. Это позволило обеспечить тяговооруженность небольших маневренных самолетов более единицы, а, следовательно, стал реален переход к возможности вертикального взлета и посадки при использовании техники поворота вектора тяги. Следует отметить, что силовые установки легких маневренных самолетов на основе газотурбинных двигателей обеспечили тяговооруженность более единицы уже несколько десятилетий тому назад. Так максимальная тяговооруженность известных истребителей прошлого поколения Су-27 и Р-15 составляла утах > 1,22 при работе на форсированных взлетных режимах, что, теоретически, могло обеспечить вертикальный взлет. Однако вопросы весового проектирования и интеграции самолета и силовой установки (СУ) не позволили в то время создать эффективный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) с высокими ЛТХ.

Проблема интеграции становится актуальной еще и потому, что возможности создания подъемной силы летательных аппаратов только с помощью аэродинамических методов близки к предельным, и поэтому возникает задача использования возможностей силовой установки для непосредственного создания подъемной силы и отбора мощности для создания управляющих сил ориентации самолета в пространстве (так называемые «энергетические методы» управления). Все это предъявляет дополнительные требования к силовым установкам современных и будущих самолетов. В первую очередь, это касается скорости изменения тяги двигателей, поворота и точности ее установки в пространстве. Кроме того, остаются открытыми чисто двигательные проблемы, такие как обеспечение надежной и устойчивой работы в широком диапазоне рабочих режимов, при взаимовлиянии управляющих органов, а также компенсация отказов и др. Таким образом выбор схемы и параметров СУ самолета становится еще более сложной задачей. На рис. 1 показаны подсистемы современного маневренного самолета, влияющие на выбор параметров силовой установки с управляемым вектором тяги (УВТ).

По мнению разработчиков авиационных двигателей, проблема интеграции заключается не только в значительном усложнении силовой установки (дополнительные устройства отбора воздуха, мощности и т. д.), ужесточении требований по надежности к двигателю, работающему длительное время на предельных режимах работы, а следовательно, увеличении размеров и веса, но и в увеличении числа регулирующих устройств, усложняющих прогнозирование устойчивого поведения и расчет двигателя во всем диапазоне его рабочих режимов. Повышение сложности СУ перспективных самолетов резко увеличивает сроки и стоимость их разработки. Кроме того, возрастает технический риск достижения заданных проектных параметров. В конце 80-х годов цикл разработки и доводки ТРДД достигал, в среднем, 10−12 лет, а стоимость разработки нового двигателя около 1 млрд долл. Однако, ускорение научно-технического прогресса требует сокращение этого цикла, по крайней мере, вдвое. Важным остается вопрос о доступности цены на авиадвигатели.

СВВП как транспортное средство для народного хозяйства также может быть востребован. В современных условиях все более остро ставится проблема взлетно-посадочных полос (ВПП). Дороговизна земли в густонаселенных районах Европы и высокая стоимость строительства и эксплуатации аэродромов в малонаселенных районах России ограничивают развитие транспортных перевозок с помощью обычной авиации. Для малой авиации, кроме того, становится актуальной проблема замены не очень эффективных по экономическим критериям транспортных вертолетов. Одним из примеров хозяйственного применения СВВП может служить задача обслуживания морских нефтедобывающих платформ, удаленных от берегов России.

Еще совсем недавно, десятилетие назад, основные подсистемы существующих самолетов разрабатывались, как правило, традиционными методами, когда каждая из подсистем проектировалась независимо от других. Характеристики этих подсистем оптимизировались отдельно, причем в предположении наихудших характеристик других подсистем. При объединении подсистем эффективность самолета в целом была далека от оптимальной. Интеграция системы управления полетом и силовой установкой позволила существенно улучшить характеристики самолета и двигателя путем наивыгоднейшего согласования параметров отдельных подсистем по критериям более высокого уровня. На перспективных самолетах, которые будут иметь дополнительные органы управления, сопла УВТ и реверса, ПГО, воздухозаборники переменной геометрии, двигатели переменного цикла и др., потребуется сложная координация работы перечисленных выше подсистем управления и адаптация к внешним условиям в полете. Использование принципов интеграции при проектировании, а также повышение эффективности управления самолетом и силовой установкой для перспективных истребителей обычно рассматриваются в нескольких аспектах. Интеграция самолета и силовой установки позволяет:

• удовлетворить заранее выдвинутым требованиям ;

• обеспечить более высокие показатели и JITX ;

• получить новое летное качество.

Задачи интеграции основных подсистем при проектировании самолета весьма обширны, но на первых этапах проектирования можно выделить только два основных аспекта: согласование параметров и выбор размерности планера и силовой установки с целью оптимизации летно-технических характеристик самолета и интегрированное управление аэродинамикой планера и тяговыми и расходными характеристиками двигателей с целью обеспечения топливной эффективности, а также устойчивости и управляемости самолета.

Решение проблемы интеграции параметров самолета и двигателя в общей постановке было предпринято в нашей стране в середине 50-х годов в работах проф. Флорова И.Ф.(ЦИАМ), Румянцева C.B.(МАИ) [34] [35]. Для дальних тяжелых самолетов это направление было развито д.т.н. Юговым O.K. 47], для истребителей — к.т.н. Селивановым О.Д.(ЦИАМ) [II] [48], Шкадовым Л.М.(ЦАГИ). Проектирование самолетов вертикального взлета с учетом силовой установки подробно рассматривались в работах проф-ов Курочкина Ф. ГЦ22], Лисейцева Н. К., Володина В. В (МАИ) [6], Фролищева А.А.(ЦАГИ) и др. Проблема выбора параметров силовой установки для СВВП была широко исследована в работах проф. Павленко В. Ф. [30] [31] и его учеников д.т.н. Егорова И. Н., д.т.н. Ефимова И.А.(ВАТУ) [58] и др., а также в работах к.т.н. Шульгина В. А., к.т.н. Колесникова А. Ю. (ЦИАМ), к.т.н. Кажана В. Г (ЦАГИ).

Важное место при разработке СВВП является исследование работы силовой установки и разработке их математических моделей. Вопросы динамики авиационных ГТД описаны в известных работах проф. Сосунова В. А., Литвинова Ю.А.(ЦИАМ) [39], а управление силовой установкой в полете в работах д.т.н. Гольберга Ф. Д. и д.т.н. Гуревича О. С. (ЦИАМ) [11]. Проблемы управления составной силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных рассмотрены в работах проф. Тараненко В. Т (ВАТУ) [40], д.т.н. Добрянского Г. В. (ЦИАМ) [14]. Большой комплекс работ по согласованию элементов СУ (воздухозаборников, двигателей и выходных устройств) различных схем был выполнен под руководством проф-ов Нечаева Ю. Н. 26], Кобелькова В. Н. и Полева A.C. (ВАТУ) [27] и их учениками.

В настоящее время в авиационной промышленности России существует достаточно много математических моделей авиационных ГТД, разработанных авторами, принадлежащими различным научным школам. Первые работы в нашей стране по разработке математических моделей для САПР двухконтурных двигателей проводились д.т.н. Дружининым А. Н. [15] и его учениками к.т.н. Швецом Л. И., к.т.н. Ланшиным А. И. (ЦИАМ). Математические модели газотурбинных двигателей проф. Тунакова А. П. [41], проф. Ахмедзянова A.M., Кривошеева И. А. и учеников [51] используются во многих ОКБ двигателестроения для проектирования проточной части. Следует отметить работы проф. Черкасова Б. А. 42] и учеников (МАИ), применивших современные методы регрессионного анализа для построения динамических моделей и т. д. Математические 3 модели ГТД, указанных авторов, в течение десятилетий уточнялись и совершенствовались, и поэтому они имеют достаточно высокий уровень совершенства и успешно используются как в научных исследованиях, так и в ОКБ при проектировании опытных образцов авиационных двигателей.

Большой вклад в области практической разработки и интеграции силовых установок СВВП внесли руководители и специалисты фирмы «ОКБ им. А.С.Яковлева» Новиков Р. Н., Агапов С. С., Стаурина J1.B. и многие другие. Их работы и советы во многом помогли автору при разработке моделей СКВВП и проведении исследований.

Изучением управления самолета с помощью вектора тяги в полете в нашей стране конструкторы и ученые фирм РСК «МиГ» и «ОКБ Сухого» занимались с начала 60-х годов. В настоящее время всемирно-известный самолет «Су-37», разработанный специалистами фирмы, неоднократно демонстрировал на международных выставках фигуры высшего пилотажа, которые недоступны обычным самолетам. Работы по исследованию проблем использования УВТ в полете продолжают широко вестись во всем мире. Так в перспективных американских программах развития двигателей XXI века IHPTET и VATE им уделяется приоритетное значение.

Суммируя вышеизложенное, в целом можно отметить, что проектирование и создание эффективных СВВП в большой степени будет зависеть не только от технологических успехов в области самолетои двигателестроения, но и тщательности выбора и степени «согласованности» основных параметров, проведенных на начальных стадиях проектирования самолета.

5. Выводы и заключение.

Управляемый вектор тяги становится важным органом управления самолетом. Сложность задачи динамической устойчивости требует комплексного подхода к изучению работы силовой установки в системе самолета. Проведенные исследования показали большую эффективность использования управляемого вектора тяги и интегрированных систем для стабилизации и управления угловым положением СКВВП. По результатам работы можно сделать следующие выводы :

1. Для проведения исследований по влиянию параметров силовой установки на динамические характеристики СКВВП разработана имитационная динамическая модель системы «ПЛ+СУ+САУ», которая позволяет оценивать схемные решения и программы управления силовой установкой по критериям устойчивости и управляемости самолета. Математическая модель может быть использована для исследования влияния динамических свойств авиационных газотурбинных двигателей на характеристики самолета на режимах полета с отклонением вектора тяги.

2. Исследование способа управления углом тангажа и крена на динамической модели СКВВП с единой силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету показало, что регулирование тяги с помощью поворота направляющих аппаратов выносного вентилятора и системы струйных рулей обеспечивает достаточную устойчивость и управляемость самолета даже при действии внешних возмущений.

4*1 е.

3. С помощью разработанной математической модели исследованы динамические процессы согласованного изменения тяг основного и подъемных двигателей составной силовой установки СВВП, темпов отклонения сопел и углового положения самолета при вертикальном взлете, а также на переходных режимах к горизонтальному полету. Показано, что дифференциальное изменение тяг двигателей с помощью интегрированной системы управления позволяет обеспечить хорошее качество переходных процессов и уменьшить потери тяги на 20−30% за счет сокращения отбора воздуха от основного двигателя. Даны обоснованные рекомендации по темпам набора и сброса тяг подъемных и основного двигателей, а также допустимых величин запаздываний срабатывания бортовой системы управления в канале тангажа самолета на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету. Показано, что применение малоинерционных методов управления проточной частью ТРДД (программы БИТ) может существенно улучшить устойчивость и управляемость самолета на режимах полета с отклоненными соплами.

4. Моделирование ситуаций с отказами основного или подъемного двигателей позволили сделать заключение о необходимости включения в бортовую систему управления сигнала на парирование возмущающего момента путем изменения тяг работающих двигателей. Это значительно замедляет вращение самолета при возникновении отказов двигателей на режимах вертикального взлета/посадки и повышает надежность срабатывания катапультируемой системы спасения. т.

5. Использование специальных динамических программ поворота сопла при коротком взлете СКВВП позволяет на 6 — 8% увеличить вес полезной нагрузки или сократить длину разбега в 2 раза.

6. Рассмотрены примеры применения УВТ для управления и стабилизации угла тангажа на различных участках полета. Показано, что использование быстродействующего отклонения сопла по тангажу фс > 30 град/сек при запаздывании срабатывания не более Атзап < 0.05.0.07 сек дает возможность реализовать новые виды маневров, которые трудно реализовать только аэродинамическими способами управления.