Методика формирования облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду

Один из главных критериев, определяющий возможность эксплуатации воздушных судов на международных и внутренних авиалиниях является шум летательных аппаратов (JIA) 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 JIA 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 ДА 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 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 18.12.2000 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-модульной 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:

1. Комплексная методика формирования облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду на основе математической модели.

2. 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.

3. Модифицированные методы расчета определения взлетной и посадочной дистанций и результаты оценки влияния динамических процедур 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:

1. 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.

2. 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.

3. В разработке рекомендаций 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 JIA 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: С. М. Егер, Э. Торенбик, И. Н. Колпакчиев, В. И. Козловский, С. М. 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 JIA с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду, объединяющих в себе физическое и математическое моделирование, а также выявление практических связей между результатами проектирования JTA 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 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 (JITX).

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 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 V2 соответствующая нормам АП-25. Во взлетном положении механизация выпускается (^=30°|, чтобы избежать больших потерь горизонтальной составляющей тяги. Заход на посадку выполняется по двухлучевой глиссаде {взах"-б°| с плавным переходом на стандартную глиссаду {взах" -3°], на участке пролета от контрольной точки до ближнеприводного радиомаяка. В посадочном положении закрылки выпущены (*5=60в).

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 то «105т, 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 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: «+2% и составляет = 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 Сутах.

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 Сутах 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.

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 160 201 «Самолетои вертолетостроение».

144 ВЫВОДЫ.

Выполненные в работе исследования и их результаты позволили сделать следующие выводы.

1. Системный анализ современной теории и практики проектирования показал:

• сложность, многоплановость и высокую размерность задачи формирования облика самолета;

• необходимость сравнения результатов физического эксперимента и математическим моделированием при оптимизации параметров JIA и его частей.

2. Повышенные требования к снижению уровней шума на местности в процессе проектирования вызвали необходимость разработки комплексной методики формирования облика пассажирского самолета, доведенной до инженерных рекомендаций по выбору проектных параметров.

3. Создана математическая модель на основе блочно-модульной структуры. Механизм структуризации связей позволяет объединить рассматриваемые в работе задачи в единую систему, связывающую физическое моделирование, вычислительный эксперимент и конструктивно-технологические решения как факторы, влияющие на стоимость жизненного цикла JIA.

4. Разработана информационная модель многофакторного эксперимента по определению влияния энергетических средств механизации на коэффициент подъемной силы Су. Получены аэродинамические характеристики Су = f (a), Су = /(Сх), которые могут быть положены в основу разработки нормативной базы, с целью разработки модуля расчета и построения аэродинамических характеристик ДА.

5. Сравнение с экспериментальными данными показало, что с помощью разработанного метода определения аэродинамических характеристик с учетом верхнего обдува крыла струей двигателя можно не только оценивать распределенные и суммарные аэродинамические характеристики, но и исследовать влияние проектных параметров облика JIA на показатели шума.

6. Разработана методика расчета массовых характеристик самолета с учетом изменения параметров СУ и ограничений по уровню шума на местности при условии выполнения требований, предъявляемыми техническим заданием, и средств повышения подъемной силы для рационального формирования расчетных модулей.

7. Варьирование степени двухконтурности позволяет снизить уровень шума самолета на предварительном этапе проектирования и сократить площадь звукового следа до 7.8 кв. км. А дополнительные конструктивные меры и динамические процедуры позволяют сократить площадь звукового следа примерно в 10 раз, что вполне соответствует прогнозируемым нормам в перспективе на будущее.

8. Анализ оценки эффективности применения обдувки верхней поверхности крыла реактивной струей двигателя показывает, что с увеличением подъемной силы на 20−30% возможна реализация крутого набора высоты и посадки, что позволяет снизить уровень шума на 5.8 дБ на местности по сравнению с самолетами традиционных схем.

9. Полученные результаты позволяют более основательно решить задачу выбора рациональных параметров, формирующих облик пассажирских самолетов, удовлетворяющих требованиям и нормам ИКАО по шуму. Предложенный в работе подход может быть использован также и для других классов самолетов.