автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Методика формирования облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

"МАТИ" - Российский государственный технологический университет имени К. Э. Циолковского

На правах рукописи

ХОВРУНОВА Ольга Александровна

МЕТОДИКА ФОРМИРОВАНИЯ ОБЛИКА ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ С УЧЕТОМ ОГРАНИЧЕНИЙ ПО ВОЗДЕЙСТВИЮ НА ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕДУ

Специальность: 05.07.02 - Проектирование, конструкция производство летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва 2004

Работа выполнена на кафедре "Автоматизированное проектирование летательных аппаратов" "МАТИ" - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского.

Научный руководитель:

- доктор технических наук,

профессор РУЛИНВ.И.

Официальные оппоненты

- доктор технических наук,

профессор КЛИМОВ В.Т.

- кандидат технических наук СОКОЛОВ BE.

Ведущее предприятие:

ОАО «Туполев»

заседании диссертационного Совета Д 212.110.02 "МАТИ" - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского по адресу:

109240, г. Москва, Берниковская наб., д. 14, стр. 2

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке "МАТИ" -Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского

Отзывы (в двух экземплярах, заверенных печатью учреждения) просим направлять по адресу: 121552, г.Москва, Г-552, ул. Оршанская, д.З, Диссертационный совет Д212.110.02 "МАТИ" - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского

Автореферат разослан

Ученый секретарь диссертационного Совета Д 212.110.02

кандидат технических наук, доцент

Силуянова М. В.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

АКТУАЛЬНОСТЬ ТЕМЫ

Один из главных критериев, определяющий возможность эксплуатации воздушных судов на международных и внутренних авиалиниях является шум летательных аппаратов (ЛА) на местности при взлете и посадке. В 2001 г. международная организация гражданской авиации (ИКАО) приняла новые, более жесткие нормы Главы 4 на предельно-допустимые уровни шума самолетов, которые на 10 ЕРКдБ жестче, чем требования Главы 3.

Ужесточение регламентируемых норм по авиационному шуму непосредственно затрагивает интересы российских авиакомпаний, продолжающих эксплуатировать на международных авиалиниях значительный парк отечественных самолетов устаревших типов, отвечающих требованиям Главы 2. В связи с этим возникла необходимость контроля шума ЛА на местности при взлете и посадке на всех стадиях предварительного проектирования.

Проблема снижения шума пассажирских самолетов тесно связана с вопросами проектирования, ее решение позволяет повысить эффективность эксплуатации воздушных судов на международных и внутренних авиалиниях, вместе с тем ЛА будут конкурентоспособными на мировом рынке.

Актуальность темы подтверждается 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 ог 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.

РОС НАЦИОНАЛЬНАЯ} БИБЛИОТЕКА ] С Петер О»

II пи I ЕМ |

та

ЦЕЛЬ ИССЛЕДОВАНИЯ

Разработать комплексную методику 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.

ОСНОВНЫЕ НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ, выдвигаемые на защиту:

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 в следующем:

1. Методика формирования облика пассажирских самолетов используется в исследованиях процессов проектирования с учетом международных стандартов по шуму с целью выявления новых конструктивных факторов и основных направлений снижения уровней шума самолетов при взлете и посадке.

2. Экспериментальное исследование самолетов с реализацией энергетических средств увеличения подъемной силы за счет обдува верхней поверхности крыла реактивной струей двигателя позволяет предложить способ определения аэродинамических характеристик как для СОВП, так и для СКВП.

3. На этапах предварительного проектирования разработаны рекомендации по варьированию степени двухконтурности с учетом ограничений по шуму, которые согласуются со статистическими данными существующих двигателей.

МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЯ

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

Комплексная методика формирования облика пассажирских самолетов с учетом ограничений по уровню шума на местности обеспечивает рациональный выбор основных проектных параметров самолета, что приводит к соответствию требованиям и нормам ИКАО по уровню шума на местности, особенно на этапах предварительного проектирования.

В отделе Госконтроля за состоянием атмосферы ГУПР по городу Москве Министерства природных ресурсов были определены и получены контрольные оценки уровней шума в окрестностях аэропорта эксплуатируемых самолетов. На производственном предприятии ОАО «Туполев» в рамках выполнения работ автоматизированного проектирования по формированию облика пассажирских самолетов были внедрены новые подходы в определении облика ЛА с учетом международных стандартов по авиационному шуму и результаты диссертационной работы. Эффективность применения методики подтверждена актами внедрения и рекомендациями по применению.

Результаты исследований и разработанная методика используются в учебном процессе на факультете «Аэрокосмические конструкции и технологии» «МАТИ» - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского при изучении дисциплины «Аэродинамическое проектирование», а также - при курсовом и дипломном проектировании по специальности 160201 «Самолето- и вертолетостроение».

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ

Основные положения работы отражены в 12 публикациях, 3-х учебных пособиях. Результаты работы докладывались на 4 всероссийских и вузовских научно-технических конференциях.

ОБЪЕМ РАБОТЫ. Диссертация состоит из введения, четырех глав, списка литературы (105 наименований); изложена на 155 страницах машинописного текста и содержит 48 рисунков и 16 таблиц.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во ВВЕДЕНИИ обоснована актуальность проблемы оценки и путей снижения уровней шума в зоне аэропорта на начальных этапах проектирования формирования облика летательных аппаратов, в общей задаче минимизации шума за счет конструктивно-технологических решений по двигателю (влияние степени двухконтурности), оптимизации режимов полета при взлете и посадке при применении энергетических методов увеличения подъемной силы. Определена цель работы, представлены научная новизна, практическая значимость и отражена реализация результатов, а также приведена краткая аннотация диссертации по главам.

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, СМ. Шляхтенко, O.K. Югов, Ю.Н. Нечаев, О.Д. Селиванов, О.А. Гребеньков, Ю.А. Смирнов, В.В. Беляев. В области исследования уровней шума и их снижения: А.Г. Мунин, М.Я. Блинчевский, В.Е. Квитка, М.Р. Уильямс, P.M. Belcher, W. Willms, D.S. Miller, T.J. Schults На основе анализа зарубежных стандартов, отечественных и зарубежных работ сделано заключение о перспективности развиваемых в диссертации направлений по исследованию формирования облика ЛА с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду, объединяющих в себе физическое и математическое моделирование, а также выявление практических связей между результатами проектирования ЛА и принимаемыми конструктивными решениями.

Разработана технология комплексного эксперимента определения аэродинамических характеристик самолета, позволяющая найти сочетание физического эксперимента и математических методов. Определены концептуальные подходы комплексной методики формирования облика пассажирского самолета с учетом ограничений по уровню шума на местности.

Тематика и проблематика формирования облика самолета удовлетворяющего требованиям международного стандарта является сложной, так как она находится на границах такой разнородной деятельности как конструирование, технологическое проектирование, сертификация и является основой эксплуатации воздушных судов. Сложность проектирования и эксплуатации определяется регламентируемыми нормами

ИКАО, что приводит к необходимости контроля выполнения этих ограничений.

Во ВТОРОЙ ГЛАВЕ представлены модули расчета весовых показателей самолета, аэродинамических характеристик на основе анализа статистических данных и обработки аналитических результатов параметрических исследований, и данных по силовой установке.

В основу комплексной методики по формированию облика пассажирских самолетов положена математическая модель, описывающая функционал, как отдельных модулей самолета, так и самолета в целом. Определение массовых характеристик самолета основывается на определении взлетной массы самолета, которая принята в качестве целевой функции. Задача поиска оптимальных параметров поставлена в виде: найти вектор оптимальных параметров доставляющих минимум целевой

функции F в области существования проекта с учетом ограничений, накладываемых специфическими требованиями, предъявляемыми к рассматриваемому классу самолетов, т.е.

X* = Arg min F(X, U) где - вектор проектных параметров;

множество ограничений, определяемых международными требованиями и нормами, НЛГС, 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 тпуст сн = f(m0 ).

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 Cvmax 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 Су. Зависимости аэродинамических характеристик представлены на рис. 1.

б) Зависимости Су = /(от) и Су = / (С*), получены в результате экспериментального исследования на крейсерской режиме Рис. 1. Аэродинамические характеристики самолета на взлетном и крейсерском режимах

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 Я = 0, и крейсерского режимов, последний используется

для оценки изменения дальности полета. Принято, что расчет характеристик двигателя производится для стандартных условий и высоты Н = 0 с варьированием степени двухконтурноаи двигателя в диапазоне т = 5... 12.

Исследования, проведенные по варьированию степени двухконтурности, подразумевают сохранение заданных требований ТЗ по взлетно-посадочным характеристикам (ВПХ) и летно-техническим характеристикам (ЛТХ).

Результаты теоретических исследований показали, что существует пологий оптимум при увеличении степени двухконтурности. Существование оптимума объясняется компенсациями положительного эффекта от уменьшения скорости истечения, поскольку самолет становиться более тяжелым и с худшим сопротивлением. Так пологий оптимум по уровню шума соответствует степени двухконтурности m = 8...10. Полученные результаты согласуются с данными, приведенными в различных источниках при исследовании оптимальных значений пассажировместимости, себестоимости перевозок и т.д. При m>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

где

- удельная тяга по отношению к весовому расходу воздуха;

■ суммарная степень сжатия; т - степень двухконтурности;

Яо - взлетная тяга (при H = 0, М - 0 ). Суммарный вес силовой установки:

3

С СУ Где■ 1

(2)

здесь - вес дополнительных конструкций. 1

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

где m - расчетная масса СУ;

>"баз - расчетная масса СУ базового ЛА при степени двухконтурности равной 5.

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 получаем:

В ТРЕТЬЕЙ ГЛАВЕ изложены летные характеристики самолета, взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) с учетом ограничений, регламентируемых нормами летной годности. В качестве характеристики взлета принимается длина разбега до скорости отрыва которая при вариации степени двухконтурности, должна быть не больше заданной. Градиент набора высоты с одним отказавшим двигателем берется по норме, как и величина скорости является одним из основных показателей при выборе величины тяги.

Для сохранения заданных значений производится приближенный расчет дальности полета самолета. Исследования проводятся на основе формулы Бреге, в которую введен дополнительный статистический коэффициент учитывающий резервы топлива согласно нормативам:

• компенсационный запас топлива 3%;

• ожидание 30' на скорости полета Уоис-^'^крейс соответствует дальности

полет на запасной аэродром, расположенный около 370 км.

где: ЛГтах - максимальное аэродинамическое качество; Си - удельный расход топлива; тт - относительный запас топлива.

Средняя тяга в крейсерском полете должна составлять 50-60% от максимальной тяги. Если она больше, то необходимо увеличение тяги двигателя, что приводит к изменению фактора дальности, массы и сопротивления двигателя. Следовательно, необходима корректировка относительного запаса топлива тт, обеспечивающего постоянство значения

расчетной дальности полета

Расчет уровней шума основан на летных испытаниях самолета, соответствующих требованиям стандарта. В работе используются комплексные критерии для оценки самолетного шума. В частности, приняты эффективные уровни воспринимаемого шума ЕРИЬ, выражаемые в ЕРЫ дБ. В соответствии со стандартом ИКАО оценка шума самолетов в уровнях ЕРИЬ в настоящее время является общепринятой.

При взлете самолета и наборе высоты в шуме турбореактивного двухконтурного двигателя превалирует шум струи. При посадке самолета, когда двигатель работает на задросселированном режиме, основным источником шума является обычно вентилятор. Определение уровней шума летящего самолета проводится в трех контрольных точках в соответствии со стандартом ИКАО.

На начальных этапах проектирования ЛА для сравнительных оценок целесообразно пользоваться объективными критериями оценки раздражающего воздействия шума - конфигурацией и площадью звукового следа самолета, контур которого ограничен заданным эффективным уровнем воспринимающего шума ЕРИЬ. Использование специальных приемов пилотирования, позволяет уменьшить воздействие шума ,и соответственно приводит к изменению формы звукового следа и его площади.

Варьирование параметров позволяет регулировать уровень шума самолета на местности и площадь звукового следа самолета. К таким параметрам относятся тяговооруженность, тип двигателей, параметры термодинамического цикла, характеристики звукопоглощающих конструкций.

В связи с этим предложена упрощенная методика построения контура звукового следа, которая позволяет приближённо оценить площадь зоны поверхности земли, ограниченной заданным уровнем шума, в качестве которого принята величина 90 ЕРИЬ. Эта величина отвечает требованиям международного стандарта и, следовательно, является внешним контуром

площади звукового следа. Площадь звукового следа, контур которого ограничен международными нормами на поверхности земли, представлена на рис. 2.

Рис. 2. Площадь звукового следа контур, которого ограничен заданным уровнем шума 90 ЕРНЬ

При построении плошади звукового следа расчет координаты «X» производится вдоль оси симметричной ВПП для заданной величины ЕРИЬ на посадке. При расчете боковой координаты в произвольной точке траектории набора высоты (взлет) или планирования (посадка) используются ранее найденные значения тяги Язад, при которых фактически обеспечивается заданный уровень шума на границе звукового следа (рис. 3).

Вид сверху

Рис 3 Схема построения звукового следа летательного аппарата па поверхности земли по

Из схемы видно, что площадь внутри данного контура составляет 30...32 кв. км, что характерно для большинства современных самолетов. Варьирование степени двухконтурности позволяет уменьшить площадь звукового следа до 7...8 кв. км, что может рассматриваться как предел для самолетов традиционных схем, имеющих двигатели со степенью двухконтурности т = 10.

Дальнейшее снижение шумовой нагрузки на окружающую среду возможно при переходе к семейству самолетов укороченного взлета и посадки, поскольку в настоящее время обсуждается возможность сокращения площади внутри контура 90 ЕРЫЬ до 3 кв. км, а это требует изменения концепции ЛА. Следует отметить, что важным фактором при этом является изменение типовых траекторий полета: более крутых траекторий набора высоты и предпосадочного планирования.

В ЧЕТВЕРТОЙ ГЛАВЕ изучаются средства снижения уровнен 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 ^ соответствующая нормам АП-25. Во взлетном положении

механизация выпускается чтобы избежать больших потерь

горизонтальной составляющей тяги. Заход на посадку выполняется по двухлучевой глиссаде с плавным переходом на стандартную

глиссаду на участке пролета от контрольной точки до

ближнеприводного радиомаяка. В посадочном положении закрылки выпущены =60с).

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: и составляет

В данной модификации экранирование крылом позволяет снизить уровень шума на 2-3 ЕРЫЬ. 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. Аэродинамические характеристики СКВП, получены на основе экспериментальных данных и приведены на рис. 4.

Рис. 4. Изменение характеристик подъемной силы Су за счет эффекта суперциркуляции и вертикального импульса от угла атаки а

Из рисунка видно, что суперциркуляция обеспечивает увеличение исходных характеристик коэффициента подъемной силы 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 и принимаемыми решениями представлены в табл. 1.

Таблица 1

Расчетные значения уровней шума в трех контрольных точках для СКВП по сравнению с СОВП

Преимущество СКВП перед СОВП за счет принятых мер Измерение уровней шума в трех контрольных точках

Боковой шум, дБ Пролег, дБ Посадка, дБ

СКВП-СОВП -2 -8 -8 (шум вентилятора)

Снижение уровней шума с учетом принятых мер Экранирование крылом Высокая траектория, увеличение дросселирования, экранирование крылом Крутая глиссада (-6°), увеличение дросселирования

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. Полученные значения представлены в табл. 2.

Таблица 2

Значения уровней шума для самолетов полученные при варьировании

степени двухконтурности

Степень двухконтурности, т Тип Самолета Боковой шум, ЕРЫдЕ Пролет, ЕРЫдЕ Посадка, ЕРЫдЕ

Расчетные значения уровней шума подтверждающиеся сертификацией самолета Ту-204 (степени двухконтурности 5)

5 СОВПУТу-204 9/95 ±0,7 93/89,3 ±0,6 10/1/00 ±0,4

Расчетные значения уровней шума при степени двухконтурности 10

10 СОВП 92,0 87,0 94

10 СКВП 90 79,0 86

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.

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 компромисса между физическим экспериментом и математическим моделированием при оптимизации параметров ЛА 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, вычисли гельный эксперимент и конструктивно-технологические решения как факторы, влияющие на стоимость жизненного цикла ЛА.

4. Разработана информационная модель многофакторного эксперимента по определению влияния энергетических средств механизации на коэффициент подъемной силы Получены аэродинамические характеристики которые могут быть положены в основу разработки нормативной базы, с целью разработки модуля расчета и построения аэродинамических характеристик ЛА.

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 ЛА 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.

Основные положения диссертации отражены в следующих публикациях:

1. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Исследование влияния степени двухконтурности ТРДД на характеристики шума среднемагистрального самолета (CMC) с использованием локальной математической модели предварительной оптимизации параметров ЛА //Тезисы докладов ММНК. XXVI Гагаринские чтения, Москва, 2000 г.

2. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Исследование влияния двухконтурности ТРДД на площадь зоны поверхности земли, ограниченной заданным уровнем шума. // Тезисы докладов ММНК XXVII Гагаринские чтения, Москва, 2001 г.

3. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Методы сравнительной оценки процедур взлета и посадки магистральных самолетов по экологическим показателям. // Научные труды МАТИ, вып. 4 (76), Москва, 2001, с 265-270.

4. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Приближенный метод опенки эмиссии транспортных самолетов. // Доклад в рамках Международной молодежной научной конференции. XXVIII Гагаринские чтения, Москва, 2002 г.

5. Ховрунова О.А., Покровский М.В. Учет специфики режимов взлета и посадки при проектировании конструкции ЛА. // Доклад в рамках Международной молодежной научной конференции. XXVIII Гагаринские чтения, Москва, 2002 г.

6. Ховрунова О.А., Рулин В.И., Юдин Г.В. Метод оценки эмиссии вредных веществ. // Тезисы докладов. ВНТК «Новые материалы и технологии - 2002», Москва, 2002 г.

7. Ховрунова О.А., Сергеева И.А Сравнение различных методов оценки влияния шума транспортных самолетов на окружающую среду. // Научные труды, вып. 5 (77), Москва, 2002, с 412-415.

8. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Метод увеличения подъемной силы при взлете и посадке. // Тезисы докладов ММНК. XXIX Гагаринские чтения. Москва, 2003 г.

9. Ховрунова ОА, Рулин В.И. Алгоритм оценки эмиссии вредных веществ.//Тезисы докладов ММНК. XXIX Гагаринские чтения, Москва, 2003 г

10. Ховрунова О.А. Методы оценки влияния шума транспортных самолетов на окружающую среду. // Тезисы докладов. Четвертый международный аэрокосмический конгресс, ]ЛС03, Москва, 2003 г.

11. Ховрунова О А, Сергеева И.А Обзор методов оценки влияния шума и эмиссии вредных веществ транспортных самолетов. // Тезисы докладов. XXXVIII Научные чтения памяти К.Э. Циолковского, г. Калуга, 2003 г.

12. Ховрунова О.А Экспериментальное исследование коэффициента подъемной силы с обдувкой верхней поверхности крыла. - «Аспирант и соискатель» №4, Москва, 2003 г, с 194-197.

13. Рулин В.И., Белякова З.Н., Ховрунова О.А. Идентификация аэродинамических характеристик крыловых профилей дозвуковых самолетов с использованием инженерных методов: Методическое руководство // - М.: МАТИ, 2004. - 49с.

14. Рулин В.И., Ховрунова О.А. Аэродинамическое проектирование взлетно-посадочной механизации крыльев приближенными методами: Методическое руководство // - М.: МАТИ, 2004. - 45с.

15. Рулин В.И., Ховрунова О.А. Выбор основных аэродинамических и проектных, параметров самолета с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду: Учебное пособие // - М.: МАТИ, 2004. - 82с.

Подписано в печать 13.10.2004. Объем 1,0 п.л. Тираж 100 экз.

Отпечатано в типографии ИЦ «МАТИ» - Российского государственного технологического университета им. К.Э. Циолковского, Берниковская наб., д.14

Р 198 67

ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1 АНАЛИЗ НАПРАВЛЕНИЙ И ВЫБОР ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА С УЧЕТОМ ОГРАНИЧЕНИЙ ПО ВОЗДЕЙСТВИЮ НА ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕДУ.

1.1 Анализ технических и экономических показателей снижения шума самолетов и проектных параметров.

1.2 роль автоматизированного проектирования в создании новых проектов самолетов.

ГЛАВА 2 МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ СИСТЕМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПО ФОРМИРОВАНИЮ ОБЛИКА ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ С УЧЕТОМ ОГРАНИЧЕНИЙ ПО

ШУМУ. ОПИСАНИЕ СТРУКТУРЫ И МОДУЛЕЙ

МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ.

2.1 Определение массовых характеристик самолета и его агрегатов.

2.2 Расчет аэродинамических характеристик самолета в целом.

2.2.1 Профильное сопротивление.

2.2.2 Индуктивное сопротивление.

2.2.3 Определение аэродинамических характеристик.

2.3 Модуль расчета характеристик силовой установки.

2.3.1 Расчет веса силовой установки.

2.3.2 Расчет геометрических характеристик силовой установки (опредедяется для взлетного режима).

2.3.3 Аэродинамическое сопротивление силовой установки.

ГЛАВА 3 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ И ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК. МЕТОДЫ ОЦЕНКИ УРОВНЕЙ ШУМА.

3.1 Определение летно-технических и взлетно-посадочных характеристик самолета.„.

3.2 Расчет основных параметров крейсерского режима.

3.3 Основные источники шума.

3.4 Методы оценки шума.

ГЛАВА 4 ОЦЕНКА УРОВНЕЙ ШУМА САМОЛЕТОВ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ.

4.1 влияние динамических процедур при взлете и посадке на уровни шума в трех контрольных точках.

4.1.1 Снижение бокового шума при взлете.

4.1.2 Снижение уровня шума при взлете в контрольной точке 2.

4.1.3 Снижение уровня шума самолета при заходе на посадку.

4.2 Определение расчетных длин разбега для самолетов короткого взлета и посадки и их сравнение.

4.3 Расчет уровней шума в трех контрольных точках для самолетов короткого взлета и посадки.

Выводы.

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 160201 «Самолето- и 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.

146

1. Авиационная акустика / В.И. Ганабов, Е.В. Власов, Б.М. Ефимцов и др.; под ред. А.Г. Мунина, В.Е. Квитки. - М.: Машиностроение, 1973 г. - 448с.

2. Алашеев О.Ю., Камель И. Модификация самолета Ту-204 с двигателями фирмы «Роллс-Ройс» и ее продвижение на международный рынок авиатехники // Полет 2002. - ОАО «Туполев» 80 лет. - С. 23-24.

3. Аэродинамика и конструкция самолетов / Т.А. Воронин, H.JI. Демин, A.JI. Латернер, Н.Н. Щетинин.; под ред. Э.М. Соболева. М.: Министерство обороны СССР, 1972 г. - 302 с.

4. Бадягин А.А., Егер С.М., Мишин В.Ф. и др.; Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1972 г. - 516 с.

5. Балакшин Б.С. Основы технологии машиностроения. М.: Машиностроение, 1969. - 559 с.

6. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. М.: АСПОЛ, Аргуз, 1977 г. -336 с.

7. Беляков И. Т., Борисов Ю.Д. Технологические проблемы проектирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение 1978. - 240 с.

8. Буравцев А.И., Ковалев М.А., Матвеев С.К. Лабораторный практикум по аэрогидрогазодинамике // Учебное пособие для вузов. Изд. Ленинградского университета, 1980 г. -287 с.

9. Воскобойников В.И., Левшунова Н.Н., Мунин А.Г. О работе 33-й сессии Ассамблеи ИКАО // Полет. 2002. - №3. - С. 9-11.

10. Власов Е.В., Квитка Е.В., Мельников Б.Н. Расчет акустических характеристик шума реактивных пассажирских самолетов. // Акустический журнал. 1968. - Вып. 3. - т. XIV.

11. Власов Е.В., Мунин А.Г., Самохин В.Ф. Методика расчета шума, создаваемого самолетами на местности, по результатам акустических испытаний двигателя // Тр. ЦАГИ 1976. - Вып. 1806. - С.81-88.

12. Гиневский А.С, Власов В.Е., Колесников А.В. Аэроакустические взаимодействия. -М.: Машиностроение, 1978 г. -177 с.

13. Горшенин Д.С., Мартынов А.К. Руководство к практическим занятиям в аэродинамической лаборатории. 3-е изд., - М.: Машиностроение, 1967 г. -720 с.

14. Горбунов М.Н. Основы технологии производства самолетов. М.: Машиностроение, 1976. - 260 с.

15. Горлин С.М., Слезингер И.И. Аэромеханические измерения. М.: Наука, 1964 г.

16. ГОСТ 22283-88. Шум авиационный. Допустимые уровни шума на территории жилой застройки и методы его измерения. М.: Издательство стандартов, 1985 г.

17. ГОСТ 26120-84. Акустика авиационная. Термины и определения. -М.: Издательство стандартов, 1985 г.

18. ГОСТ 24659-81 Самолеты короткого взлета и посадки. Допустимые уровни шума на местности и методы определения уровней шума. М.: Издательство стандартов, 1983 г.

19. ГОСТ 23552-79 Самолеты гражданской авиации. Допустимые уровни шума. М.: Издательство стандартов, 1983 г.

20. ГОСТ 17228-87, ГОСТ 17229-85 Самолеты пассажирские и транспортные. Допустимые уровни шума, создаваемого на местности. М.: Издательство стандартов, 1983 г.

21. ГОСТ 8.011-72 Показатели точности измерений и формы представления результатов измерений. М.: Издательство стандартов, 1972 г.

22. Губкина Г.И., Мельников Б.Н. Влияние скорости полета на пролетный шум пассажирских самолетов и продолжительности шума на субъективную оценку его интенсивности. // Акустический журнал. т. 13,4, 1967 г.

23. Денисов B E., Илларионов В.Т., Кедров А.В. Анализ влияния ограничений по уровню шума на местности на выбор основных параметров пассажирского самолета // Тр. ЦАГИ 1982. - Вып. 2136. - С.1-14.

24. Денисов В.Е., Илларионов В.Т., Шустов А.В. Анализ влияния ограничения по площади зоны поверхности земли с повышенным уровнем шума на выбор рациональных параметров самолета / Сборник работ // Тр. ЦАГИ 1984. - Вып. 2255. - 75 с.

25. Денисов В.Е., Илларионов В.Т., Шустов А.В. К исследованию эффективности различных методов уменьшения раздражающего воздействия шума самолетов на местности // Тр. ЦАГИ 1984. - Вып. 2255. - С. 16-19.

26. Дерябин В.А. Самолет с улучшенными взлетно-посадочными характеристиками // Полет 2001. - №. 9. - С.43-45.

27. Заварский JI. Россия и Германия договорились шуметь потише в небе и на переговорах // Коммерсант. Деловые новости 2002. - 13 марта.

28. Зорин В.А., Карпинос Д.М., Маслова Э.Г. и др. Акустические характеристики звукопоглощающих конструкций с пористым слоем из маталлических волокон // Тр. ЦАГИ 1976. - Вып. 1806. - С.49-53.

29. Илларионов В.Ф., Шустов А.В. Анализ оптимальных по уровню создаваемого шума режимов взлета реактивных пассажирских самолетов // Тр. ЦАГИ 1977. - Вып. 1830. - С.8-35.

30. Егер С.М., Мишин В.Ф. и др.; Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983 г. - 615 с.

31. ИКАО. Международные стандарты и рекомендуемая практика, «Охрана окружающей среды». Приложение 16 к Конвенции о международной гражданской авиации. -1-е изд. 1981 г. - 114 е.: В 1 т. Авиационный шум.

32. Каравосов Р.К., Кузнецов В.М. Технические и экономические проблемы снижения шума самолетов. // Техническая информация. 1977. -№13. - С.1-16.

33. Квитка В.Е., Мельников Б.В., Токарев В.И. Нормирование и снижение шума самолетов и вертолетов. Киев: Высшая школа, 1980 г. -206 с.

34. Кедров А.В. Анализ возможности снижения шума на режимах движения самолета по посадочной глиссаде // Тр. ЦАГИ 1982. - Вып. 2136. -С. 15-21.

35. Козловский В.И., Шейнин В.М. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. М.: Машиностроение, 1977 г. -Т. 1-2.

36. Колпакчиев И.Н. Проблемы короткого взлета самолета. М.: Машиностроение, 1978 г. - 154 с.

37. Конструкция самолетов. Учебник для вузов. / О.А. Гребеньков, В.П. Гоголин, А.И. Осокин и др.; под ред. О.А. Гребенькова. Казань: Изд. Казанского государственного технического университета, 1999 г. - 320 с.

38. Крылов Ю.В., Кузнецов B.C., Юганов Е.М. О нормировании импульсных шумов, возникающих на местности при пролете современных сверхзвуковых самолетов. М.: Изд. лит. по строительству, 1969 г.: В кн.: «Борьба с шумом и вибрациями».

39. Кузнецов В.М. Направленность шума турбулентной струи. // Тр. ЦАГИ 1988.-Вып. 2355. -С.46-51.

40. Курицын В.Ф., Власов Е.В., Мунин А.Г. и др. Исследования глушителей шума вентилятора силовой установки самолета // Тр. ЦАГИ 1976. -Вып. 1806.-С.4-18.

41. Лановский Л.А. Создание высокоэкономичного пассажирского магистрального самолета Ту-204 с турбовентиляторными двигателями ПС-90А // Полет 2002. - ОАО «Туполев» 80 лет. - С. 18-22.

42. Литвинов Ю.А., Боровик В.А. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1979 г. -288 с.

43. Мангейм М.Л. Иерархические структуры. Модель процессовпроектирования и планирования. / Пер. с англ. М.: Мир, 1970 г. - 180 с.

44. Мартынов А.К. Прикладная аэродинамика. М.: Машиностроение, 1972 г.-280 с.

45. Марчуков Е.Ю. Конверсия высокотемпературного авиационного двигателя М.: Машиностроение, 1998 г. - с. 39-68.

46. Маслова Э.Г., Мунин А.Г., Науменко З.Н. Исследования глушителя шума силовой установки современного реактивного самолета. М.: Наука, 1983 г. - с. 136-150: В кн.: Акустика турбулентных потоков.

47. Месарович М., Мако Д., Такахара И. Теория иерархических многоуровневых систем. / Пер. с англ. М.: Мир, 1973 г.-344 с.

48. Миронов А.Д., Фомин М.Г. Летные исследования шума, создаваемого пассажирскими самолетами на местности // Тр. ЦАГИ 1982. -Вып. 2185,-С.42-52.

49. Мунин А.Г., Кузнецов В.М., Леонтьев Е.А. Аэродинамические источники шума. М.: Машиностроение, 1969 г. - 500 с.

50. Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1977 г. - 312 с.

51. Орлов П.И. Основы конструирования. Книга вторая. М.: Машиностроение, 1972 г.- 525с.

52. Писаревский Н.Н., Астафьев П.Е., Смышляева Т В. Измерительная многоточечная установка для записи шума // Тр. ЦАГИ 1964. -№ 915.

53. Пономарев Б.А. Настоящее и будущее авиационных двигателей. -М.: Воениздат, 1982 г. 240 с.

54. Расчеты измерения характеристик шума, создаваемого в дальнем звуковом поле реактивными самолетами / М.Я. Блинчевский, Е.В. Власов, JI.B. Горшкова и др.; под ред. Л.И. Соркина. М.: Машиностроение, 1968 г. - 99 с.

55. Рулин В.И., Белякова З.Н., Ховрунова О.А. Идентификация аэродинамических характеристик крыловых профилей дозвуковых самолетов с использованием инженерных методов: // Методическое руководство М.: МАТИ, 2004 г. - 49с.

56. Рулин В.И., Ховрунова О.А. Аэродинамическое проектирование взлетно-посадочной механизации крыльев приближенными методами:// Методическое руководство М.: МАТИ, 2004 г. - 45с.

57. Рулин В.И., Ховрунова О.А. Выбор основных аэродинамических и проектных параметров самолета с учетом ограничений по воздействию на окружающую среду: // Учебное пособие М.: МАТИ, 2004 г. - 82с.

58. Рулин В.И., Ховрунова О.А. Методы сравнительной оценки процедур взлета и посадки магистральных самолетов по экологическим показателям. // Научные труды МАТИ, вып. 4 (76), Москва, 2001, с 265-270.

59. Самарский А.А., Гулин А.В. Численные методы / Учебное пособие для вузов. М.: Наука, 1989 г. - с. 432 с.

60. Синицкий А. С хорошим двигателем полетит и бревно. Двигатель отрасли // Русский фокус. 2004. - №7. - С. 33-35.

61. Свищев Г.П., Мунин А.Г. Проблемы создания «тихого самолета» // Наука и жизнь. 1980. - №10. - С. 12-19.

62. Сорокин Л.И., Толстошеее М.Н., Фишман Е.М. Расчет уровня шума и параметров шумоглушителя реактивного двигателя // Технический отчет. -Институт им. П.И. Баранова, №151,1960 г.

63. Справочник технолога-машиностроителя: В 2-х томах. Т.2. / Под ред. А.Г. Косиловой, Р.К. Мещерякова. -М.: Машиностроение, 1985 г. 496 с.

64. Тернер Д. Вероятность, статистика и исследование операций . М: «Статистика», 1976 г.

65. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей / В.П. Деменченок, JI.H. Дружинин, A.JL Пархомов и др.; под ред. С.М. Шляхтенко, В.А. Сосунова. М.: Машиностроение, 1979 г. - 431 с.

66. Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики / Б.С. Стечкин, Казанджан П.К., Алексеев Л.П. и др. под ред. Б.С. Стечкина. -М.: Оборонгиз, 1958 г. 534 с.

67. Технология самолетостроения. / Под ред. А.Л. Абибова М.: Машиностроение, 1982 г. - 551 с.

68. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. М.: Машиностроение, 1983 г. - 647 с.

69. Уильяме М.Р. Удовлетворяя требования заказчика. Дерби, Великобритания: Изд. Отдел визуальных средств Rolls-Royce pic, 1992 г.

70. Фабрикант Н.Я. Аэродинамика: Общий курс. М.: Наука, 1964 г.814 с.

71. Федоров В.В. Теория оптимального эксперимента. М.: Наука, 1971.-312 с.

72. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Исследование влияния двухконтурности ТРДД на площадь зоны поверхности земли, ограниченной заданным уровнем шума. // Тезисы докладов ММНК XXVII Гагаринские чтения, Москва, 2001 г.

73. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Приближенный метод оценки эмиссии транспортных самолетов. // Доклад в рамках Международной молодежной научной конференции. XXVIII Гагаринские чтения, Москва, 2002 г.

74. Ховрунова О.А., Покровский М.В. Учет специфики режимов взлета и посадки при проектировании конструкции ЛА. // Доклад в рамках Международной молодежной научной конференции. XXVIII Гагаринскиечтения, Москва, 2002 г.

75. Ховрунова О.А., Рулин В.И., Юдин Г.В. Метод оценки эмиссии вредных веществ. // Тезисы докладов. ВНТК «Новые материалы и технологии -2002», Москва, 2002 г.

76. Ховрунова О.А., Сергеева И.А. Сравнение различных методов оценки влияния шума транспортных самолетов на окружающую среду. // Научные труды, вып. 5 (77), Москва, 2002, с 412-415.

77. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Метод увеличения подъемной силы при взлете и посадке. // Тезисы докладов ММНК. XXIX Гагаринские чтения, Москва, 2003 г.

78. Ховрунова О.А., Рулин В.И. Алгоритм оценки эмиссии вредных веществ.//Тезисы докладов ММНК. XXIX Гагаринские чтения, Москва, 2003 г

79. Ховрунова О.А. Методы оценки влияния шума транспортных самолетов на окружающую среду. // Тезисы докладов. Четвертый международный аэрокосмический конгресс, LAC'03, Москва, 2003 г.

80. Ховрунова О.А., Сергеева И.А. Обзор методов оценки влияния шума и эмиссии вредных веществ транспортных самолетов. // Тезисы докладов. XXXVIII Научные чтения памяти К.Э. Циолковского, г. Калуга, 2003 г.

81. Ховрунова О.А. Экспериментальное исследование коэффициента подъемной силы с обдувкой верхней поверхности крыла. «Аспирант и соискатель» №4, Москва, 2003 г, с 194-197.

82. Шпур Г., Краузе Ф.-Л. Автоматизированное проектирование в машиностроении / Пер. с нем. Г.Ф. Волковой и др.; Под ред. Ю.М. Соломенцева, В.П. Диденко. -М.: Машиностроение, 1988. 648 с.

83. Шилов Ю.Я. Анализ потенциальных возможностей снижения уровня шума в зоне аэропорта при эксплуатации сверхзвуковых пассажирских самолетов // Техническая информация -1981. № 19.-С.1-12.

84. Энкарначчо Ж., Шлехтендаль Э. Автоматизированное проектирование. Основные понятия и архитектура систем. / Пер с англ. М.: Радио и связь, 1986. - 288 с.

85. Юдин Г.В. Методология комплексирования систем проектирования и испытаний летательных аппаратов / Монография М.: ВИМИ, 1999. - 252 с.

86. Югов O.K., Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета и двигателя. М.: Машиностроение, 1975 г. - 204 с.

87. Avions de transport a grande Vitesse, Aerospatiale, Groupe de Travail economie et Marpchie, 1990r.

88. Avions de Transport a Grande Vitesse, Aerospatiale, Division Avions, Planning Strategique, 1990;

89. Belcher P.M., Predictions of boundary-layer turbulence spectra and correlations for supersonic flight. / Congress international d'acoustique, 5-e. Liege (Belgique). - 1965.

90. Buckingham W.R. A theoretical analysis of the airborne path during takeoff // Aircraft Engineering. 1958. - pp. 5-8.

91. Ernsthausen W., Willms W. Uber die Berechnung des Schallfeldes einer Luftschraube. // Akustische Zeitschrift. Heft 1. -1939.

92. Gibson J.S. Non-engine aerodynamic noise investigation of large aircraft. -NASA CR-2378, 1974.

93. Kryter K.D., Pearsons K.S. Some effects of spectral content and duration on perceived noise level. // J. Acoust Soc. America. 1963. - vol. 35 - pp. 866-886.

94. Pendley R.F. Recent Advances in the Technology of Aircraft Noise Control // Journal of Aircraft. 1976. - №7. - vol. 13 - pp. 513-519.

95. Page R.S. Quiet and Efficient Engines for Tomorrow // Aerospace International. 1976. - №1. - vol. 12 - pp. 12-19.

96. Ransone R.K. STOL definition and field length criteria. // AIAA Paper -No 70-1240.

97. Richards E.J. Aircraft noise mitigating the nuisance. // Astronaut, and Aeronaut. - 1967. - №1. - pp. 34-45.

98. Reunion Franko Sovietique Groupe de Travail Economie et Marche. -Aerospatiale, 1990.

99. Shovlin M.D., Skavdahl H., Harkonen D.L. Design and performance ofthe propulsion system for the quiet short-haul research. Aircraft (OSRA).

100. Schults T.J. Conversion between old and new octave band levels // J. Acoust Soc. America. 1964. - No. 12.

101. Smith M.J.T. How Quickly will the Aircraft Noise Problem Subside? // Interavia World Review of AAA. 1976. - №10. - pp. 989-991.

102. Wilson committe report on noise // Aircraft Engineering. 1963. - №8. -pp. 218-219.