автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Разработка методики синтеза проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в полёте с целью повышения топливной экономичности

На правах рукописи Экз.№

Деянов Евгений Анатольевич

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ СИНТЕЗА ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЁТОВ, ИСПОЛЬЗУЮЩИХ ДОЗАПРАВКУ В ПОЛЁТЕ С ЦЕЛЬЮ ПОВЫШЕНИЯ ТОПЛИВНОЙ ЭКОНОМИЧНОСТИ

Специальность 05.07.02 - Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

О 2 ДПР 23

Москва-2009

003466305

Работа выполнена на кафедре «Технологии проектирования и эксплуатаци летательных аппаратов» «МАТИ» - Российского Государственног технологического университета имени К.Э. Циолковского.

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор Рулин В.И.

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Подобедов В.А.

• кандидат технических наук, доцент Клочков В.В.

Ведущая организация: - ФГУП «Государственный

научно-исследовательский институт грамзданской авиации»

Защита состоится « // » (ZCC^ieztLp 2009 года в час. 00 мин. на заседании диссертационного Совета Д403.004.01 при Центральном аэрогидродинамическом институте имени профессора Н.Е.Жуковского по адресу: 140180, г. Жуковский, Московская область, ул. Жуковского, д.1.

С диссертацией можно ознакомится в библиотеке Центрального аэрогидродинамического института имени профессора Н.Е. Жуковского

Отзывы (в двух экземплярах, заверенные печатью учреждения) просим присылать по адресу: 140180, г. Жуковский, Московская область, ул. Жуковского, д.1, Учёному секретарю диссертационного Совета Д403.004.01.

Автореферат диссертации разослан « /<Р» 2009

года

Учёный секретарь

диссертационного Совета Д403.004.01

доктор технических наук, профессор ^^г ^^ ^ИЖ0В

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

АКТУАЛЬНОСТЬ РАБОТЫ

В последнее десятилетие большое внимание уделяется разработке транспортных систем, способных обеспечить существенную экономию энергоресурсов. Структура обеспечения энергией, на базе нефти и газа, позволяет удовлетворить энергетические потребности в дизельном топливе, бензине, газе, электроэнергии и тепле. Вместе с тем, всё активнее проявляются факторы, направленные на ограничение применения углеводородного топлива в виду: снижения темпов нефтедобычи, роста цен на нефтепродукты, большой нагрузки на окружающую среду.

Дозаправка в воздухе пассажирских самолётов - одно из возможных эффективных решений, позволяющее, в рамках существующих технологий производства ЛА, не только получить значительный экономический эффект, обусловленный уменьшением размеров самолетов и расходов топлива при том же объеме выполняемой работы, но и повысить экологические показатели воздушных судов.

Возможность применения дозаправки в воздухе открывает и новые подходы к решению актуальной научной проблемы, обеспечения экологически приемлемых показателей сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения (СПС-П), эксплуатационные показатели которого были бы сравнимы с дозвуковыми самолётами.

Проблемы использования инновационной технологии заправки топливом в полёте при гражданских авиаперевозках обсуждались специалистами «ЛИИ», «НПП Звезда», «Авиапром», «Туполев», «МАТИ»-РГТУ, «МФТИ», «ЦАГИ» и ряда других организаций. Были представлены результаты исследований, показывающие, что современные средства определения пространственного положения самолётов позволяют автоматизировать процесс дозаправки топливом в полёте на этапе сближения, контакта и полёта в связке при перекачке топлива (рис.1).

с управлением конусом без управления конусом

Рис.1 Положение точек «контакта» при максимальной интенсивности атмосферной

турбулентности

Видно, что при максимальной степени турбулентности, вероятность попадания приемной штанги в управляемый заправочный конус приближается к

единице. При этом суммарная вероятность возникновения функциональных отказов отдельных узлов соответствует этапам взлёта и посадки.

Для общей оценки эффективности внедрения данной процедуры актуальной является задача - разработка методики синтеза оптимальных проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в полёте.

ЦЕЛЬ И ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

Целью работы является определение возможности повышения эксплуатационных характеристик дальнемагистральных пассажирских самолётов.

Для достижения поставленной цели в работе решаются следующие задачи:

1. Проанализировать проблемы повышения эксплуатационных характеристик пассажирских самолётов и основные пути улучшения топливной эффективности, включая дозаправку в воздухе.

2. Разработать методику синтеза оптимальных параметров пассажирских самолетов, использующих дозаправку в воздухе.

3. На базе разработанной методики выполнить численный эксперимент по определению:

- проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в воздухе;

- топливной и эксплуатационной эффективности найденных конструктивно-технологических решений;

4. Исследовать влияние дозаправки в полёте на проектные параметры сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения, обеспечивающие требуемые эксплуатационные и экологические показатели:

- дальность полёта 12000км при Мпасс=200;

- топливная эффективность - <50г/пасс*км;

- звуковой удар - < 40Па;

- уровень шума при взлёте и посадке - в соответствии с нормами 1САО.

- протяжённость взлётно-посадочной полосы < 3000м;

5. Провести экспериментальные исследования по влиянию обдувки верхней поверхности внутренних элевонов реактивной струёй двигателя на крыле сверхмалого удлинения для оценки увеличения подъёмной силы при взлёте и посадке СПС-П.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА

диссертации заключается в следующем:

1. Разработанная методика синтеза проектных параметров летательного аппарата обеспечивает формирование рационального технического облика пассажирского самолёта, дозаправляемого в полёте, по произвольному или оптимизированному маршруту, и позволяет корректировать проектные решения по данным экспериментальных исследований, реальных конструкций и схем дозаправки.

2. На основе результатов систематических расчётных исследований установлены зависимости, связывающие основные характеристики самолёта с параметрами процесса его дозаправки в полёте.

Эти зависимости свидетельствуют о возможности:

- снизить взлётную массу до 40%;

- улучшить топливную эффективность дозвуковых дальнемагистральных самолётов более чем на 30%;

- обеспечить сверхзвуковым пассажирским самолётам (СПС-П) эксплуатационные и экологические характеристики, сопоставимые с аналогичными показателями дозвуковых самолётов.

ДОСТОВЕРНОСТЬ ПРЕДСТАВЛЕННЫХ МАТЕРИАЛОВ

Теоретические исследования влияния параметров облика пассажирского самолёта при применение процедуры дозаправки топливом в полёте базировались на основных положениях теории иерархии, методах и моделях системного анализа, статистических и полуэмпирических подходах, ряде положений теории вариационного исчисления и многопараметрической оптимизации.

Для верификации и установления адекватности математической модели и закономерностей предметной области использовались вычислительные эксперименты, сравнение расчётных данных базовых самолётов с результатами статистического анализа.

ПРАКТИЧЕСКАЯ ЗНАЧИМОСТЬ И РЕАЛИЗАЦИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ Результаты проведенных исследований являются научной базой для реализации эффективных моделей формирования облика пассажирских самолетов с учетом использования дозаправки в воздухе. Разработанная методика обеспечивает рациональный выбор основных проектных параметров самолёта, что приводит к значительной экономии углеводородного топлива в процессе эксплуатации. Разработанная методика позволяет сократить материальные и временные затраты при выполнении комплексных проектных исследований перспективных летательных аппаратов, что подтверждено актом реализации.

Результаты исследований и разработанная методика используется в учебном процессе на факультете «Аэрокосмические конструкции и технологии» «МАТИ»-РГТУ им. К.Э.Циолковского при курсовом и дипломном проектировании по специальности 160201 «Самолето- и вертолётостроение».

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ

Основные положения выполненных исследований и разработок отражены в 10 публикациях. Результаты работы доложены на 5-ой международной конференции «Авиация и космонавтика-2006»; XXXIII Гагаринских чтениях 2007г.; всероссийской научно-практической конференции «Управление качеством» 2007г., на заседании расширенного НТС ЦАГИ по аэродинамике и динамике летательных аппаратов в 2008г.

СТРУКТУРА И ОБЪЕМ РАБОТЫ

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, списка литературы; изложена на 164 страницах машинописного текста и содержит 84 рисунка и 8 таблиц.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во ВВЕДЕНИИ обоснована актуальность разработки специализированной математической модели, обеспечивающей идентификацию проектных параметров нового семейства дальнемагистральных гражданских судов, использующих дозаправку в полёте. Определена цель работы, представлены научная новизна, практическая значимость и отражена реализация результатов, а также приведена краткая аннотация диссертации по главам.

В ПЕРВОЙ ГЛАВЕ проведено исследование основных исходных положений методики формирования проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в полёте.

В работах учёных «ЦАГИ», «НПП «Звезда», «МФТИ», «МАТИ» оценивается возможное сокращение себестоимости авиаперевозок, потребные затраты топлива и средств непосредственно на заправку; прорабатываются решения, нацеленные на обеспечение надёжности и безопасности процесса заправки в воздухе. В работах американских учёных (Ма1егБрегдег МсСопшск ХЕ.) определяются оптимальные точки дозаправки по маршруту, а также рациональные траектории движения заправляемого самолёта и танкера в зоне дозаправки. На основе анализа зарубежных и отечественных разработок сделано заключение о перспективности развиваемых в диссертации направлений по исследованию облика пассажирских самолётов, использующих дозаправку в полёте. Приведена предварительная оценка экономии топлива при дозаправке в полёте доработанных для данной процедуры самолётов: Ту-204, Ил-96-300, А-380. Показано, что экономия топлива составит порядка 15-23% (рис.2).

Экономия топлива,%

Ил-i •6-30

А380

100 150 200 250 300 350 Ш ASO 500 550 600 650

Пассажировместимость Рис.2 Зависимость экономии топлива при одной дозаправки в полете доработанных самолётов

Установлено, что в случае оптимизации параметров вновь разрабатываемых самолётов, предусматривающих использование дозаправки в полёте, возможно существенно увеличить экономию топлива по сравнению с данными рис.2.

Для предварительных оценок оптимальных траекторий полёта используется процентное распределение авиалиний по дальности (Рис.3). Показано, что ~85%

самых популярных авиалиний, примерно соответствует интервалу дальности 6000-12000км.

Рис.3 Процентное соотношение числа авиалиний большой дальности

В настоящее время данные авиалинии обслуживают самолёты: 747-400, 777-200, А340-300 и др., имеющие взлётную массу порядка 250-300 тонн и расходующих при этом 100-130 тонн авиатоплива на полёт.

Для оценки эффективности дозаправки в воздухе рассматривается задача формирования облика самолётов на дальность 12000км, которая включает: определение параметров самолётов без дозаправки в воздухе; синтез оптимальных параметров самолётов с дозаправкой в полёте; сравнительную оценку топливной и эксплуатационной эффективности найденных конструктивно-технологических решений. Во ВТОРОЙ ГЛАВЕ представлено описание аналитической методики синтеза проектных параметров самолётов, использующих дозаправку в воздухе. Основой методики является:

- математическая модель на базе «горизонтальной» и «вертикальной» декомпозиции процесса предварительного проектирования;

- принцип разделения параметров на основные и относительные.

Данный подход позволил модульно структурировать информационные потоки с определением существенных структурно-функциональных связей, а также оперативно определять основные проектные параметры пассажирских самолётов, отказавшись от оптимизации относительных.

Методика учитывает дополнительную существенную информацию при формировании облика пассажирского самолёта, дозаправляемого в полёте, в частности: учёт массы системы дозаправки, возможность дозаправки сверх взлётного веса, оптимизация резервов топлива, оптимизация ортодромических траекторий, вариация маршрутов и схем дозаправки, идентификация параметров самолёта-заправщика, коррекция алгоритма при оптимизации параметров СПС-Н и на основе экспериментальных исследований. Это позволило разработать методику получения данных на основе блочно-модульного принципа построения алгоритма (Рис.4), предполагающего относительно самостоятельную организацию аналитических процедур.

Модуль массовых характеристик 1 = !2аЕ2: + 2£г + щт т^^ = /(т^Г)

1ТЦ) ТПф

»■ж? тг = е "•»*•»

Модуль аэродинамических характеристик

Модуль ВПХ

роЛ- ^ ^ -тг—- юрм. "Ц ■ ? ^ .1.

Модуль параметров СУ

**»'А^-/.rn.Tr), Сг-о,б' сопя Геометрия СУ

288

* 0.396 ■Р^-а.-чС.Х) 32400

¿„.т-рЕЗТ

1ч. = (3-0.15т)

—"г'___= л ¿_ 0,9

КЬГь _ 1

-=-+ 0,144 (1— I

0 + и) ,/1+0,57ет)

Для модуля расчета массовых характеристик разработаны полуэмпирические методы, основанные как на теоретических позициях, так и на статистических данных, позволяющих оперативно определить значения массы, как отдельных агрегатов, так и самолёта в целом, не прибегая к громоздким вычислениям.

Уравнение весового баланса применяется в виде:

1 =

т0

Здесь: т^^ = /(т^.Г) - масса пустого снаряженного ЛА (Рис.5);

тк н - масса коммерческой

нагрузки; т0 - взлётная масса ЛА; I" - практическая дальность; Сл - удельный расход топлива в

крейсерском режиме; Кма1 - аэродинамическое качество; Мкр - крейсерская скорость; К*(1) - поправочный коэффициент.

+ ТЩ

_ (9,4-10

тТ — в

-4 ¿"•ЕЯ

Кмах'^кр

тп.сн. тк.н.

10

12 П

16 Ь

Рис.5 Масса снаряжённого самолёта на единицу коммерческой нагрузки

Ввиду сложной зависимости ш0 от большого числа параметров, и в связи с тем, что некоторые слагаемые взлётной массы являются функциями самой массы, расчёт полной взлётной массы самолёта осуществляется методом последовательных приближений. Решение считается найденным, если в

_ К"-»с'|

результате приближений к то через тТ выполняется условие: --^—1 < 1%

Щ

В модуле расчёта аэродинамических характеристик использованы полуэмпирические зависимости, позволяющие получить компактный аналитический алгоритм идентификации аэродинамического качества от размаха крыла и площади омываемой поверхности.

., ... т/п

Кмах — К* '

■ Ак,

бал

К* =-

^•^ом-эф.

3тШ ' вр

• С^ баз.расч.

/Зф = 1\/ё - эффективный размах крыла; е - коэфф. Освальда; Су баз.расч. = 0,002 - базовое расчётное значение коэффициента трения; Профильное сопротивление предполагается равным сопротивлению трения при полностью турбулентном пограничном слое, умноженному на

коэффициент гт, учитывающий увеличение скорости обтекания за счёт толщины профиля. Значение коэффициента гт для всех самолётов почти одинаково (г,„=1Л9).

квр - коэфф. вредного сопротивления; 50Мзф, - эфф. омываемая площадь ЛА;

ГК

1.2

1000 2000 3000

Рис.6 Коэфф. трения при турб. пограничном слое

* cf

—»

г

Мбал=0,97-0,98 - коэфф. потерь на балансировку

2*10' 10" 10 Ре

Рис. 7Поправочный коэфф. учитывающий шероховатость поверхности

Модуль расчёта параметров силовой установки включает расчёт массы, основных геометрических размеров и идентификацию тяговых характеристик. Данный модуль может использоваться как для оценки промежуточных показателей двигателей дозвуковых самолётов, из серии уже существующих, так и для расчёта параметров силовой установки СПС-П.

В данном модуле при расчётных вариациях двигателя, параметры т=5, Тг, Куд=/(л^,т,Тг), Сг=0,6 остаются неизменными (М=0.8, Н=11000м). Данное ограничение предполагает идентичность газодинамического процесса, и как результат однотипность предполагаемых силовых установок. Кмотр - принимается из расчёта сбалансированной длины ВПП (модуль ВПХ).

Расчёт массовых характеристик СУ производится по формулам:

Удельный вес двигателя

Удв ~

■-1,05

Ю <

У,

• (1 + от)

+ 0,144-(1-

т/1 + 0,57»))

Расчёт геометр, параметров силовой установки включает:

Площадь входа в воздухозаборник:

т,Щ _ т, ■-у/288 ' ~ 0.396 ■Ри«0-<т.-?(Я)~ 32400

Вес силовой установки Осу=Ксу ■ Массовый расход воздуха:

т

Для современных двигателей с внутренним ' Яуд

смешиванием потоков коэффициент ^=1,6. Диаметр мотогондолы:

1 _л "1/3

Данный коэффициент учитывает массы: тах ~ ' ' «™»

■ конструкции гондолы, пилонов, Диаметр вентилятора:

обтекателей, щитков, перегородок и т.п.; ^ =1 12- I ?

обтекателя газогенератора, деталей '""" у л ■ (1 - ¿/„„2,)

сопла т.д. Длина двигателя:

3-0,15т)

Омываемая пов. мотогондолы:

Модуль расчета летно-технических характеристик содержит алгоритм с использованием ряда новых статистических зависимостей и номограмм, позволяющих определять ВПХ при существенном сокращении аналитической работы. Расчёты ведутся для всех этапов полёта включая зону дозаправки. Идентифицируются:

- параметры набора высоты (время набора, потребное топливо, дальность);

- параметры снижения (время снижения, потребное топливо, дальность);

- параметры крейсерского набора (время полёта, техническая дальность, километровый расход, потребное топливо и пр.)

Пример расчёта дальностей набора высоты и снижения:

П\тх.йэп

Рис.8 Коэф. для идентификации дальностей набора высоты и снижения

При расчёте параметров крейсерского набора применяется метод расчёта, основанный на средних значениях параметров самолёта и двигателей (М=0.8, Н=11000м).

Н,КМ

Зона дозапрвЬт

Основные зависимости

УМнли к-р 'И хПи Кр __

АЬЮ

п1ДВ

°НЛЧ,КР "1КОН,КР>

Якм

Акбал -Ки

о то гооо ж woo sm то то sooo то то woo moo ¡_ Рис.9 Профиль полета самолёта с дозаправкой

Чкм :

^ _ Атг + ДтРЕЗ

Ц-ЕХН ' ^ПАСС

Модуль расчёта взлётно-посадочных характеристик включает: - определение взлётной дистанции как суммы длин участков разбега и набора безопасной высоты Н=10,7 м со всеми работающими двигателями при НАУ.

1

grad = R^-

"VS

Кн

- > норм.

- расчёт сбалансированной длины ВПП. соответствующей равенству длин прерванного и продолженного взлётов при отказе критического двигателя;

- расчёт посадочной дистанции, как суммы длин участков выравнивания (выдерживания) с высоты Н=15 м до момента касания и пробега;

Отрыв Продолженный Взлёт

19.6 -Ъ

Рис.10 Схема взлётной и посадочной дистанции

В целях упрощения расчёта Цпп.Сб. и Ьпос. в методике используются осреднённые номограммы.

В ТРЕТЬЕЙ ГЛАВЕ приведены результаты численного эксперимента, включающие варианты компоновок ЛА, оптимизированных для полёта на дальность 12000 км с дозаправкой в оптимальной точке, которая идентифицируется для разных значений пассажировместимости в диапазоне 200520 пассажиров.

Оптимальные пункты дозаправки приведены на рис.12, и обеспечивают минимизацию суммарного топлива для полёта на дальность 12000км.

Рис.12 Зависимость суммарного топлива при вариации пункта дозаправки

Выполнен синтез проектных параметров пассажирских самолётов для автономного полёта на оптимальные дальности согласно рис.12. Параметры для 200 и 520-местных самолётов приведены на рис.13 и в таблице 1.

Коп. нагрузка Резерв пол/тсес согласна

Дальность, км

Рис. 13 Общие виды самолётов с графиками «нагрузка-дальность»

Таблица 1

Максимальная взлётная масса, кг 106 ООО 134 000 166 000 212 000 276 000

Площадь крыла, м2 155 185 220 265 320

Статическая тяга двигателей, кгс 2х 17 600 2х 22 200 2х 27 500 2х 34 200 4х 19 400

Пассажировместимость 200 280 360 400 520

Максимальный запас топлива, кг 26 000 32 000 40 000 51 000 66 000

На рис.14 представлена связь расходуемого топлива с основными параметрами крыла и фюзеляжа

Рис.14 Область существования основных параметров оптимизированных ЛА

Сформированные базовые самолёты позволяют реализовать полёт на дальность 12000км с одной дозаправкой в полёте.

Для оценки экономии топлива проведен сравнительный анализ разработанных ЛА с одной дозаправкой на дальность 12 тыс.км. и самолётов без дозаправки, параметры которых определены также с использованием разработанной методики (табл.2).

Таблица 2

Дальность полёта, км 12 000

Пассажировместимость 200 280 360 440 520

Максимальная взлётная масса ЛА (без дозаправки), кг 180 000 244 000 268 000 296 000 348 000

Максимальная взлётная масса ЛА (с дозаправкой/ кг 106 000 134 000 166 000 212 000 276 000

Рейсовое топливо (без дозаправки), кг 73 000 88 000 103 000 124 000 153 000

Рейсовое топливо + топливо дозаправщика (с дозаправкой/ кг 50 500 63 000 77 600 98 300 127 000

А тТ,% 30,8% 28,1% 24,8% 20,9% 17,1%

Итоговая оценка показывает, что суммарная экономия топлива с учётом топлива израсходованного самолётом-дозаправщиком, при реализации одной дозаправки на дальность 12000км составит 18-30% (рис.15).

35

зо

25 20 15 10

100 150 200 250 300 350 Ш ¡,50 500 550 600

Пассажировнестимость

Рис.15 Зависимость экономии топлива от Мпасс

Экономия топ лида,%

¡.=12000км

1 доза 1раЁк а

При рассмотрении осреднённого парка из 500 360-местных самолётов возможная экономия составит более 5 млн. тонн авиатоплива в год.

Помимо существенной экономии топлива, внедрение дозаправки в воздухе позволяет снизить материалоёмкость и стоимость парка авиатехники. Для предварительной экономической оценки перехода на дальние пассажирские самолёты произведена оценка уменьшения стоимости рассматриваемого парка самолётов (500 магистральных 360-местных) при уменьшении их расчётной дальности, в среднем, с 12000 до 5500км. Для обслуживания данного парка, по предварительным оценкам, требуются 80 самолётов заправщиков типа Ил-78.

По статистике стоимость дальнемагистрального самолёта в млн. долларов равна примерно половине его взлётной массы в тоннах. Это позволяет говорить о 36% экономии в стоимости парка дальнемагистральных самолётов (Рис.16). При этом размер прямых эксплуатационных расходов (ПЭР) может быть снижен до 30%.

ф АЗАО-ЗОО (360 пасс)

О) ЛА с дозаправкой (360 пасс)

(2)И/1-78 (дозаправщик)

Без дозаправки (-=12000

С дозаправкой 1=6000*6000

Рис.16 Стоимость парка из 500 360-местных самолётов

В ЧЕТВЁРТОЙ ГЛАВЕ рассмотрен вопрос применения дозаправки в полёте сверхзвуковым пассажирским самолётом 2-ого поколения, экономические и экологические параметры которого были бы сравнимы с параметрами дозвуковых самолётов.

Конкурентоспособный проект СПС-Н должен обеспечивать:

- ограничения по шуму на местности (1САО, Гл.З)

- звуковой удар Др<40 [Па] для полетов над сушей;

- дальность полёта ~12000 км при 200 пасс.;

- длина ВПП не более 3000м.

Как показывают исследования (рис.17), масса такого самолёта при обычном подходе к проектированию будет составлять порядка Шо=400т. При этом экологические показатели ЛА будут составлять неприемлемые величины по уровню звукового удара, шума и эмиссии.

Рис.17 Расчетные оценки СПС-Празличных авиационных фирм

Решение указанных проблем возможно существенно продвинуть, если проектировать самолёт с дозаправкой в воздухе, т.е. обеспечить автономный полёт на существенно меньшую дальность ~6000 км, при числе М=2.2.

Как показывают исследования форма СПС-П, обеспечивающая минимизацию звукового удара, существенно отличается от геометрии СПС-1. Оптимальные геометрические характеристики такой формы включают:

- спрофилированный фюзеляж, совместно с крылом малого удлинения, большой стреловидности, обеспечивающий необходимый закон распределения поперечных сечений по длине самолёта;

- применение двигателей изменяемого цикла (ДИЦ),

- более широкое применение новых технологий, композиционных материалов и конструктивных решений, в том числе в силовой конструкции крыла и фюзеляжа.

Общий вид компоновочной схемы представлен на рис.18.

Предлагаемые решения позволяют реализовать значение взлётной массы примерно как у самолёта А-310 (то ~140т.), при дальности полёта порядка 6000 км. Сформированный облик самолёта позволяет в первом приближении обеспечить нормированные экологические параметры.

Заданная дальность (Ь= 12000км) без ухудшения экологических показателей достигается применением дозаправки в полёте.

Оценка экономического эффекта показала (рис.19), что топливная эффективность СПС-Н и современного дозвукового самолёта практически сравнимы, тогда как время нахождения в полёте СПС-И с дозаправкой в полёте сокращено в ~2 раза.

л.

Рис.18 Предлагаемая компоновочная схемы СПС-П

120 110 100 90

91,7 283%

во Ту-1И

7060

50

СПС-Н

!Шт)

СПС-Н \ 32А

1*5.2 39%

30

без д/з

(Н0т)

20

10

0\---------

Рис.19 Сравнительные показатели топливной эффективности

Поскольку длина ВПП, рассматриваемой компоновки, будет составлять порядка ~4000м, приняты меры для сокращения ВПП до 3000м путём увеличения Су на взлётно-посадочных режимах:

- расположение силовой установки на верхней поверхности обеспечивающее обдув внутренних элевонов реактивной струёй с целью повышения Су за счёт увеличения циркуляции потока и дополнительного вертикального импульса тяги.

Для определения влияния и особенностей эффекта Коанда на крыле малого удлинения проведены экспериментальные исследования в аэродинамической трубе АТ-1 (МАТИ). Исследования проводились при различных углах атаки и значениях скорости обдува верхней поверхности. Ниже приведены результаты эксперимента при отношениях скорости обдува к скорости набегающего потока = з, что примерно соответствует одному из этапов взлёта самолёта.

Результаты исследования, полученные на модели, приведены к условиям полёта путём пересчёта на обслуживаемый размах элевонов в реальной компоновке (рис.20) с двумя двигателями, а также внесением других поправок согласно методике эксперимента.

Значение Су при угле атаки 10° с отклоненными секциями элевонов ( 5эв=15°) составило 0.95, что позволяет реализовать сбалансированную длину ВПП протяжённостью не более 3000м. При этом скорость отрыва не будет превышать 250 км/ч.

Рис.20 Результаты исследований в АДТ

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1. Проанализированы проблемы повышения эксплуатационных характеристик дальнемагистральных пассажирских самолётов. Выделены и обозначены основные пути улучшения топливной эффективности. Показано, что дозаправка топливом в полёте - одно из возможных инновационных решений, позволяющее, согласно расчётам, значительно повысить топливную экономичность перевозок, снизить их себестоимость, материалоёмкость и стоимость парка авиатехники, а также уменьшить неблагоприятные экологические воздействия.

2. Разработана методика синтеза проектных параметров пассажирских самолётов, учитывающая дополнительную существенную информацию при формировании облика пассажирского самолёта, дозаправляемого в полёте. Методика оптимизации основана на математической модели, использующей принцип разделения параметров на основные и относительные, что позволило модульно структурировать информационные потоки, а также оперативно определять основные проектные параметры пассажирских самолётов, отказавшись от оптимизации относительных.

3. Приведены предварительные оценки ряда вопросов обеспечения безопасности при эксплуатации системы дозаправки, свидетельствующие, что вероятность попадания приёмной штанги в управляемый заправочный конус в турбулентной атмосфере близка к единице. При этом суммарная вероятность возникновения функциональных отказов отдельных узлов соответствует этапам взлёта и посадки.

4. Применение разработанной методики (в рамках численного эксперимента) при формировании облика семейства дозвуковых пассажирских самолётов, обеспечивающих максимальную экономию топлива при выполнении полёта с дозаправкой в воздухе показало возможность:

- снизить взлётную массу ЛА до 40%;

- улучшить топливную эффективность дозвуковых дальнемагистральных самолётов более чем на 30%;

- снизить материалоёмкость и стоимость парка авиатехники.

5. Проведена оценка уменьшения стоимости осреднённого парка самолётов (500 360-местных) при внедрении процедуры дозаправки в полёте, показывающая 36% экономии в стоимости парка дальнемагистральных самолётов с учётом парка дозаправщиков.

6. Показано, что дозаправка в воздухе сверхзвукового пассажирского самолёта 2-го поколения (СПС II) позволяет существенно снизить взлётную массу СПС-П с 400 до 140 тонн, что решает ключевые проблемы данного проекта:

- снижение расхода топлива до уровня, сопоставимого с дозвуковыми пассажирскими самолётами аналогичной дальности и пассажировместимости;

- неограниченный полёт над сушей с уровнем звукового удара Др<40 [Па];

- нормированные уровни шума и эмиссии при взлёте и посадке.

7. Экспериментальные исследования и выполненные на их базе расчёты взлётно-посадочных характеристик рассмотренной компоновки СПС-II показали, что потребная длина взлётной дистанции составит порядка 3000м, что соответствует требованиям аэродромов класса "А".

8. Полученные результаты позволяют более обоснованно считать дозаправку в полёте методом, обеспечивающим не только существенное улучшение топливной эффективности для дозвуковых самолётов, но и практическим способом решения задачи создания экологически приемлемого сверхзвукового пассажирского самолёта 2-го поколения, эксплуатационные показатели которого будут сравнимы с показателями дозвуковых самолётов.

Основные положения диссертации отражены в следующих публикациях:

1.Деянов Е.А., Предварительная оценка снижения прямых эксплуатационных расходов при пассажирских перевозках за счёт применения дозаправки в воздухе, - «Аспирант и соискатель» №5, Москва, 2006г.

2.Деянов Е.А., Рулин В.И. Оптимизация формы и веса сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения с учетом использования дозаправки в воздухе // Тезисы докладов 5-ой МК «Авиация и космонавтика-2006», Москва, 2006г.

3.Деянов Е.А. Аналитические оценки проектных параметров экологически приемлемого сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения, -«Естественные и технические науки» №4, Москва, 2006г.

4.Деянов Е.А., Рулин В., Юдин Г.В. Оценка топливной эффективности применения дозаправки в полёте дальних транспортных самолётов, -«Авиакосмическая техника и технология» №1, Москва, 2007г.

5.Деянов Е.А., Рулин В.И., Юдин Г.В. Повышение качества проектных и эксплуатационных решений путём использования дозаправки в воздухе пассажирских самолётов, - Тезисы докладов 6-ой Всероссийской научно-практической конференции «Управление качеством», г. Москва, МАТИ, 2007г.

6.Деянов Е.А., Рулин В.И. Оценка перспективности использования дозаправки в полёте дальних транспортных самолётов, - Тезисы докладов Международной молодёжной научной конференции «XXXIII Гагаринские чтения», г. Москва, МАТИ, 2007г.

7.Деянов Е.А., Шлепцов Н.В., Управление качеством на этапах проектирования и эксплуатации самолётов с адаптивными агрегатами, - Тезисы докладов 6-ой Всероссийской научно-практической конференции «Управление качеством», г. Москва, МАТИ, 2007г.

8.Деянов Е.А., Рулин В.И., Возможности использования дозаправки в воздухе в гражданской авиации //«Полёт» (авиация, ракетная техника и космонавтика) №9, г. Москва, 2007г.

9.Деянов Е.А., Рулин В.И., Применение дозаправки в полёте при пассажирских перевозках с учётом долговременной динамики развития рынка

авиационного транспорта //«Научные труды «МАТИ», выпуск 13(85), г. Москва, 2007г.

Ю.Деянов Е.А., Рулин В.И., Шлепцов Н.В., Перспективы сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения с дозаправкой в воздухе// «Авиационная промышленность» №4, г. Москва, 2007г.

Подписано в печать 18.03.2009г. Объём 1.0 п.л. Тираж 100 экз.

Ротапринт "МАТИ", 109240, г. Москва, Берниковская наб., 14

Перечень принятых сокращений.

Введение.

§ Глава I Направления и основные положения методики синтеза проектных параметров пассажирских самолётов с учётом использования дозаправки в воздухе.

1.1 Тенденции мировой добычи нефти и её стоимостные показатели.

1.2 Анализ и тенденции роста объёма мировых воздушных перевозок.

1.3 Техническое обоснование дозаправки в воздухе при пассажирских авиаперевозках.

1.4 Предварительная технико-экономическая оценка применения дозаправки в полёте на авиалиниях большой протяжённости.

1.5 История и развитие дозаправки топливом в полёте.

1.6 Технологии дозаправки топливом в полёте.

1.7 Вопросы обеспечения надёжности и безопасности при использовании дозаправки в полёте.

§ Глава II Разработка комплексной методики синтеза проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в воздухе.

2.1 Применение элементов системного анализа при построении блочно-модульной модели оптимизации параметров пассажирских самолётов использующих дозаправку в воздухе.

2.2 Модуль расчета аэродинамических характеристик самолёта.

2.3 Модуль расчета массовых характеристик самолёта.

2.4 Модуль расчета характеристик силовой установки.

2.5 Модуль расчёта взлётно-посадочных характеристик.

2.6 Модуль расчета лётно-технических характеристик.

2.7 Модуль расчета лётно-технических характеристик в зоне дозаправки.

2.8 Модуль расчета параметров самолёта-заправщика.

§ Глава III Аналитическое исследование и идентификация параметров оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов, использующих дозаправку в полёте.

3.1 Методология создания оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов.

3.2 Постановка задачи.

3.3 Выбор общей схемы типо-размерного ряда.

3.4 Компоновка общего вида оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в воздухе.

3.5 Оценка технико-экономических показателей применения оптимизированного типо-размерного ряда пассажирских самолётов с дозаправкой в полёте на авиалиниях большой протяжённости.

3.6 Аналитические оценки топливной экономичности современных авиалайнеров в сравнении с самолётами, дозаправляемыми в полёте, на трассах сверхбольшой протяжённости.

§ Глава IV Применение дозаправки в полёте как метода обеспечения экологически приемлемых показателей сверхзвукового пассажирского самолёта 2-го поколения.

4.1 Постановка задачи.

4.2 Предварительная оценка геометрических обводов СПС-П.

4.3 Оценка основных характеристик СПС-П.

4.4 Экологические показатели.

4.5 Летно-технические характеристики СПС-П с дозаправкой в воздухе

4.6 Оценка эксплуатационных показателей применения СПС-П.

4.7 Экспериментальные исследования эффекта Коанда на крыле сверхмалого удлинения (КСМУ).

В последнее десятилетие большое внимание в промышленно развитых странах уделяется разработке транспортных систем, способных обеспечить существенную экономию энергоресурсов. В настоящее время снабжение энергией базируется главным образом на ископаемых углеводородах - 80-90% потребности в энергии в мире покрывается за счёт добычи и переработки нефти, газа и угля. Созданная структура обеспечения энергией позволят индустриальным странам удовлетворить обширные потребности в дизельном топливе, бензине, газе, электроэнергии и тепле. Ископаемые энергоносители имеют ряд преимуществ - высокая теплотворная способность, возможность хранения в больших количествах в течении длительного времени, удобство транспортировки на большие расстояния, высокая плотность, стабильность свойств при эксплуатационных температурах.

Положительные качества применяемых углеводородных топлив настолько привлекательны, что они не имеют конкурентов. Из общей массы нефтепродуктов, потребляемых транспортом, авиационное топливо составляет более 5%. Однако в настоящее время всё активнее проявляются факторы, направленные на ограничение применения углеводородов в силу следующих главных причин:

1. Согласно многочисленным прогнозам мировые темпы нефтедобычи будут постепенно снижаться, а потребности возрастать, в связи с чем уже наблюдается быстрый рост цен на нефтепродукты, что ставит большие проблемы перед мировой экономикой в целом и в первую очередь перед авиацией.

2. Использование углеводородного топлива становится всё более проблематичным вследствие большой нагрузки на окружающую среду. Наряду с оксидами серы и азота при сжигании ископаемых энергоносителей всегда образуются двуоксид углерода, а также ряд других вредных соединений. Двуоксид углерода изменяет вместе с сопутствующими газами равновесное излучение земли, вследствие чего появляются признаки опасных климатических изменений.

Поэтому перед разработчиками авиационной техники стоят две задачи:

- в среднесрочной перспективе (до ~ 2050г.) - выработка мероприятий по экономии углеводородного топлива;

- в долгосрочной перспективе (до ~ 2100г.) - создание технологий, позволяющих перевести промышленность и транспорт на водородное топливо (ЬН2). Логично, что в первую очередь будет перевод на водородное топливо отраслей промышленности и наземного транспорта, наносящих наибольший вред окружающей среде (автотранспорт, промышленные предприятия и т.д.).

За ними неизбежно должна наступить очередь воздушного транспорта, перевод которого на ЬН2 уже потребует принципиальных изменений конструкции и технологии производства самолётов и двигателей, а также создание новой инфраструктуры на земле для обеспечения эксплуатации самолётов.

Прогнозы последовательного ввода в эксплуатацию того или иного вида топлива связаны с развитием указанных выше двух тенденций - снижения добычи нефти и загрязнения окружающей среды. Если будет преобладать первый фактор, то можно предполагать, что в первую очередь будет осваиваться технологии, наиболее просто внедряемые на существующих самолётах.

Существует целый ряд путей повышения топливной эффективности ЛА:

1) Ламинаризация (естественная и искусственная) — снижение турбулентного трения путём покрытия поверхности самолёта риблеттами - эффект экономии топлива составит порядка 20-25% [21];

2) Применение адаптивного крыла (изменения параметров профиля крыла по форме, крутке и углу стреловидности в зависимости от внешних факторов) -эффект экономии топлива составит 20-25% [62];

3) Применение новых материалов и технологий (применение композитных материалов, нанотехнологий) - эффект экономии топлива может составить 2025% [23];

4) Использование ТРДД со сверхбольшой степенью двухконтурности (свыше 15) - эффект экономии топлива до 8% [32].

5) Новые компоновочные решения и аэродинамические схемы (компоновка «Летающее крыло», схема с высокорасположенным крылом очень большого удлинения) - эффект экономии топлива составит 20-25% [5];

6) Дозаправка в воздухе (существенно снижает массу самолета с сохранением летно-технических характеристик). Предварительные оценки, проведенные различными организациями показали, что выигрыш топливной эффективности может достигать 25-30% [10].

Очевидно, что многие из этих методов, позволяющее существенно повысить топливную эффективность, требуют значительных финансовых вложений на проведение научно-исследовательских и опытно конструкторских работ. В этой связи дозаправка пассажирского самолёта в воздухе выглядит более экономически привлекательной, так как не требует существенного изменения облика JIA и разработки новых дорогостоящих технологий.

Данное решение позволит не только получить значительный экономический эффект, обусловленный уменьшением размеров самолетов и расходом топлива при том же объеме выполняемой работы, но и повысить экологические показатели воздушных судов.

Для того, чтобы российской авиапромышленности успешно конкурировать на мировом рынке гражданской авиатехники, уже мало предложить изделия, сравнимые по своей экономической эффективности с изделиями конкурентов. Необходимо «прорывное» превосходство, которое может дать использование дозаправки в воздухе при пассажирских авиаперевозках.

По данному направлению существует ряд публикаций учёных ЦАГИ: Г.С. Бюшгенса, В.Г. Дмитриева, A.B. Климина, Г.А. Павловца. В данных работах оценивается возможное сокращение себестоимости авиаперевозок (прежде всего, за счёт экономии топлива, удешевления и унификации парка воздушных судов), потребные затраты топлива и средств непосредственно на заправку; прорабатываются решения, нацеленные на обеспечение надёжности и безопасности процесса заправки в воздухе. В работах американских учёных (Мшегере^ег \У.Р., МсСопшск 1.Е.) определяются оптимальные точки дозаправки по маршруту, а также оптимальные траектории движения заправляемого самолёта и танкера в зоне дозаправки.

Возможность применения «дозаправки» в воздухе открывает новые подходы к решению актуальной научной проблемы, обеспечения экологически приемлемых показателей сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения, экономические параметры которого были бы сравнимы с дозвуковыми самолётами.

Перспективы использования дозаправки в полёте пассажирских самолётов обсуждалась с авторитетными специалистами, хорошо знакомыми с проблемой. В их числе: ведущие сотрудники томилинского «НПП Звезда» во главе с Г.И. Севериным, разработавшие современную отечественную систему дозаправки, занимающиеся дозаправкой учёные ЛИИ, включая бывшего директора ЛИИ В.В. Уткина и известного лётчика испытателя А.Н. Квочура. Идея внедрения дозаправки в полёте в практику гражданских авиаперевозок всеми оценивалась как перспективная, при условии обеспечения гарантированной надёжности и безопасности процесса дозаправки.

19 мая 2008 года на расширенном заседании НТС ЦАГИ по аэродинамике и динамике летательных аппаратов, с привлечением специалистов ОАО «Авиапром», ФГУП «ЛИИ», «НПП Звезда», ОАО «Туполев», «МАТИ»-РГТУ и ряда других организаций, на ряду с общими вопросами использования инновационной технологии заправки топливом в полете при гражданских авиаперевозках, обсуждался вопрос обеспечения гарантированной надёжности и безопасности автоматизированного процесса дозаправки. Были представлены результаты исследований, показывающие, что современные средства определения пространственного положения самолётов позволяют реализовать автоматическое управление самолётами, как на этапе сближения и контакта приемной штанги с конусом, так и на этапе полёта в связке при перекачке топлива. Были представлены результаты математического моделирования сближения при автоматизации управления самолетами Ил-78 и Ан-124 с использованием штатных систем управления. Показано, что с увеличением степени атмосферной турбулентности уменьшается вероятность попадания штанги в приёмное кольцо заправочного конуса. Картина в корне меняется при использовании управляемого конуса. В этом случае, при максимальной степени турбулентности, вероятность попадания приемной штанги в заправочный конус равна единице.

Дополнительно в работе приведены предварительные оценки вероятности возникновения функциональных отказов отдельных узлов системы дозаправки, которые свидетельствует, что суммарная вероятность функциональных отказов не превышает 2,32*10"6, что соответствует возникновению лишь «сложной ситуации», т.е. возможности продолжения полёта.

Приведенные результаты исследований свидетельствуют в пользу заключения о том, что создание системы автоматизированной заправки в воздухе для гражданских самолётов, при современном уровне развития техники, задача решаемая.

Однако, для общей оценки эффективности внедрения данной процедуры, остается нерешённой актуальная научная задача - разработка методики синтеза проектных параметров пассажирских самолётов с учётом возможности применения дозаправки в воздухе.

Актуальность темы подтверждается многочисленными программами по технико-экономическому развитию, среди которых можно отметить:

- Программа «Развития гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года" в рамках Федеральной целевой программы «Модернизация транспортной системы России».

- программа «NACRE» проводимая в рамках контракта между «ЕС» и «Эрбас». В рамках данной программы перед разработчиками поставлены задачи: уменьшить расход топлива на 20%, снизить массу конструкции планера на 20%, уменьшить уровень эмиссии двуокиси азота на 50%, обеспечить уменьшение времени ожидания пассажиров.

- программа «Point to point» реализуемая компанией «Boeing» для создания экономичного дальнемагистрального самолета 787DL. В рамках данной программы решаются задачи: уменьшить расход топлива на 20%, поиска путей существенного снижения массы конструкции планера.

- программа «QSP» (Quiet Supersonic Platform) - создание тихой сверхзвуковой платформы, предусматривающая создание самолета, у которого величина звукового удара должна быть максимально снижена. Целью работы является определение возможности повышения эксплуатационных характеристик дальнемагистральных пассажирских самолётов.

Для достижения поставленной цели в работе решаются следующие задачи:

1. Проанализировать проблемы повышения эксплуатационных характеристик пассажирских самолётов и основные пути улучшения топливной эффективности, включая дозаправку в воздухе.

2. Разработать методику синтеза оптимальных параметров пассажирских самолетов, использующих дозаправку в воздухе.

3. На базе разработанной методики выполнить численный эксперимент по определению:

- проектных параметров пассажирских самолётов, использующих дозаправку в воздухе;

- топливной и эксплуатационной эффективности найденных конструктивно-технологических решений;

4. Исследовать влияние дозаправки в полёте на проектные параметры сверхзвукового пассажирского самолёта 2-ого поколения, обеспечивающие требуемые эксплуатационные и экологические показатели:

- дальность полёта 12000км при Nnacc=200;

- топливная эффективность - <50г/пасс*км;

- звуковой удар — < 40Па;

- уровень шума при взлёте и посадке — в соответствии с нормами ICAO.

- протяжённость взлётно-посадочной полосы < 3000м;

5. Провести экспериментальные исследования по влиянию обдувки верхней поверхности внутренних элевонов реактивной струёй двигателя на крыле сверхмалого удлинения для оценки увеличения подъёмной силы при взлёте и посадке СПС-П.

Научная новизна диссертации заключается в следующем:

1. Разработанная методика синтеза проектных параметров летательного аппарата обеспечивает формирование рационального технического облика пассажирского самолёта, дозаправляемого в полёте, по произвольному или оптимизированному маршруту, и позволяет корректировать проектные решения по данным экспериментальных исследований, реальных конструкций и схем дозаправки.

2. На основе результатов систематических расчётных исследований установлены зависимости, связывающие основные характеристики самолёта с параметрами процесса его дозаправки в полёте.

Эти зависимости свидетельствуют о возможности:

- снизить взлётную массу до 40%;

- улучшить топливную эффективность дозвуковых дальнемагистральных самолётов более чем на 30%;

- обеспечить сверхзвуковым пассажирским самолётам (СПС-Н) эксплуатационные и экологические характеристики, сопоставимые с аналогичными показателями дозвуковых самолётов.

Теоретические исследования влияния параметров формирования облика пассажирского самолёта, силовой установки, конструкционных, технологических свойств базировались на основных положениях теории иерархии, методах и моделях системного анализа, статистических и полуэмпирических подходах, ряде положений теории вариационного исчисления и многопараметрической оптимизации.

Для верификации и установления адекватности математической модели и закономерностей предметной области использовались вычислительные эксперименты, сравнение расчётных данных базовых самолётов с результатами статистического анализа.

Практическая значимость и реализация результатов заключается в следующем: Комплексная методика синтеза проектных параметров пассажирских самолетов с учетом использования дозаправки в воздухе обеспечивает рациональный выбор основных параметров облика самолёта, что позволит, согласно расчётам, значительно повысить топливную эффективность перевозок и уменьшить их себестоимость, материалоёмкость и стоимость парка авиатехники, а также уменьшить неблагоприятные экологические воздействия.

В организациях авиационной промышленности, таких как: ОАО «Туполев» и ФГУП «ГосНИИГА», в рамках выполнения совместных работ по определению облика перспективных образцов авиационной техники, использовались основные положения разработанной методики и результаты работы, в части посвященной теории и способам синтеза проектных параметров пассажирских самолётов. Данные положения вошли в состав разработанной интегрированной системы автоматизированного проектирования, позволяющей проводить оценку как проектных, так и технико-экономических показателей летательных аппаратов перспективных схем. Разработанная система позволяет сэкономить материальные и временные ресурсы при выполнении комплексных проектно-исследовательских работ, что подтверждено актом внедрения.

Основные положения выполненных исследований и разработок отражены в 10 публикациях. Результаты работы доложены на 5-ой международной конференции «Авиация и космонавтика-2006»; XXXIII Гагаринских чтениях 2007г.; Всероссийской научно-практической конференции «Управление качеством» 2007г., а также на ряде всероссийских и вузовских научно-технических конференциях.

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, списка литературы; изложена на 164 страницах машинописного текста и содержит 84 рисунка и 8 таблиц.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1. Проанализированы проблемы повышения эксплуатационных характеристик дальнемагистральных пассажирских самолётов. Выделены и обозначены основные пути улучшения топливной эффективности. Показано, что дозаправка топливом в полёте - одно из возможных инновационных решений, позволяющее, согласно расчётам, значительно повысить топливную экономичность перевозок, снизить их себестоимость, материалоёмкость и стоимость парка авиатехники, а также уменьшить неблагоприятные экологические воздействия.

2. Разработана методика синтеза проектных параметров пассажирских самолётов, учитывающая дополнительную существенную информацию при формировании облика пассажирского самолёта, дозаправляемого в полёте. Методика оптимизации основана на математической модели, использующей принцип разделения параметров на основные и относительные, что позволило модульно структурировать информационные потоки, а также оперативно определять основные проектные параметры пассажирских самолётов, отказавшись от оптимизации относительных.

3. Приведены предварительные оценки ряда вопросов обеспечения безопасности при эксплуатации системы дозаправки, свидетельствующие, что вероятность попадания приёмной штанги в управляемый заправочный конус, в турбулентной атмосфере близка к единице. При этом суммарная вероятность возникновения функциональных отказов отдельных узлов соответствует этапам взлёта и посадки.

4. Применение разработанной методики (в рамках численного эксперимента) при формировании облика семейства дозвуковых пассажирских самолётов, обеспечивающих максимальную экономию топлива при выполнении полёта с дозаправкой в воздухе показало возможность:

- снизить взлётную массу ЛА до 40%;

- улучшить топливную эффективность дозвуковых дальнемагистральных самолётов более чем на 30%;

- снизить материалоёмкость и стоимость парка авиатехники.

5. Проведена оценка уменьшения стоимости осреднённого парка самолётов (500 360-местных) при внедрении процедуры дозаправки в полёте, показывающая 36% экономию в стоимости парка дальнемагистральных самолётов с учётом парка дозаправщиков.

6. Показано, что дозаправка в воздухе сверхзвукового пассажирского самолёта 2-го поколения (СПС II) позволяет существенно снизить взлётную массу СПС-П с 400 до 140 тонн, что решает ключевые проблемы данного проекта:

- снижение расхода топлива до уровня, сопоставимого с дозвуковыми пассажирскими самолётами аналогичной дальности и пассажировместимости;

- неограниченный полёт над сушей с уровнем звукового удара Ар<40 [Па];

- нормированные уровни шума и эмиссии при взлёте и посадке.

7. Экспериментальные исследования и выполненные на их базе расчёты взлётно-посадочных характеристик рассмотренной компоновки СПС-Н показали, что потребная длина взлётной дистанции составит порядка 3000м, что соответствует требованиям аэродромов класса "А".

8. Полученные результаты позволяют более обоснованно считать дозаправку в полёте методом, обеспечивающим не только существенное улучшение топливной эффективности для дозвуковых самолётов, но и практическим способом решения задачи создания экологически приемлемого сверхзвукового пассажирского самолёта 2-го поколения, эксплуатационные показатели которого будут сравнимы с показателями дозвуковых самолётов.

1. А. Синицкий, Новые флагманы // Технологии авиации и космоса 2005 № 3, с.111-112

2. Анализ использования двигателя изменяемого цикла на будущих СПС// Техническая информация, № 3-4, 1980г.

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

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

5. Беляев В., Что продемонстрировал Ле Бурже? //Гражданская авиация, 2005, №8, с. 16-19

6. В.В Беляев // Пассажирские самолёты мира, 1997, с. 100, 128, 266

7. В.И. Кузьмин, Е. Н. Пронина, А. Н. Галуша, Долгосрочные тенденции мировой динамики добычи нефти и ее текущих цен // Энергосбережение, 2006, №4

8. В.М. Шейнин, В.И. Козловский // Проблемы проектирования пассажирских самолётов, изд. «Машиностроение», Москва, 1972г.

9. Выбор материалов и технологии производства самолёта Боинг 767// Техническая информация, № 14, 1983г.

10. Г.С.Бюшгенс, Дмитриев В.Г., Климин A.B., Павловец Г.А. Использование дозаправки в полёте при пассажирских перевозках на авиалиниях большой протяжённости // Полет, 2002, №7 с.3-9

11. Джеймс Ott, Новые отношения с государством ведут к коренным переменам в деятельности авиалиний // Еженедельник авиации и космических технологий, 1990, №9 с.22-26

12. Егер С.М., Мишин В.Ф. и др.; Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983 г.

13. Зарубежные самолёты заправщики // Техническая информация, №21, 1990г.

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

15. Киселев В.А. Вопросы компоновки пассажирских самолетов. М.: Изд. МАИ, 1977. 74 с

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

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

18. Материалы расширенного заседания НТС ЦАГИ/г. Москва 19 мая 2008г.

19. Начальные этапы исследований силовой установки для перспективных СПС//Техническая информация, № 3-4, 1980г.

20. Основные результаты зарубежных исследований силовых установок будущих сверхзвуковых пассажирских самолётов// Техническая информация, № 3-4, 1980г.

21. Перспективы повышения аэродинамического качества // Техническая информация, №20, 1989г.

22. Перспективы развития зарубежных гражданских самолётов и их рынка // Техническая информация, Вып. 1-2, 2004г.

23. Применение композиционных материалов в конструкции гражданских самолётов // Техническая информация, № 16, 1984г.

24. Пухов А.Л., Рулин В.И., Смирнов Ю.Д. Расчет аэродинамических и лётно-технических характеристик самолёта. Часть II./ М.:МАТИ, 1985г.

25. Р.Григорович, В. Иванов, Неизвестный Григорович // Самолёты мира. 2000. №2

26. Р.Григорович, Неизвестный Григорович // Самолёты мира. 2004.

27. Рулин В.И., Шлепцов Н.В., Деянов Е.А.,Перспективы сверхзвукового пассажирского самолёта2-ого поколения с дозаправкой в воздухе // Авиационная промышленность №4, 2007 г/

28. Рулин В.И., Юдин Г.В. Проблемные вопросы разработки проектов сверхзвукового пассажирского самолёта- Тезисы докладов Международной молодёжной научной конференции «XXIIV Гагаринские чтения», г. Москва, МАТИ, 1998г.

29. Соренсен Н., Смельтцер Д., Каббисон Р., Исследование серии верхзвуковых воздухозаборников (технический перевод) // AIAA Paper 1968г. №68-580

30. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей // В.П. Деменченок, Л.Н. Дружинин, АЛ. Пархомов и др.; под ред. СМ. Шляхтенко, В.А. Сосунова. М.: Машиностроение, 1979 г. - 431 с.

31. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей / В.П. Деменченок, Л.Н. Дружинин, АЛ. Пархомов и др.; под ред. СМ. Шляхтенко, В.А. Сосунова. М.: Машиностроение, 1979 г. - 431 с.

32. Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики / Б.С. Стечкин, Казанджан ПК., Алексеев Л.П. и др. под ред. Б.С.

33. Стечкина.- М.: Оборонгиз, 1958 г. 534 с.

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

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

36. Ховрунова О.А. «Методика формирования облика пассажирского самолёта с учётом ограничений по воздействию на окружающую среду»: Диссертация // М.:МАТИ, 2004г.

37. A solid air-refueling history // BOEING News march 8-21, 2002, № 9

38. AIAA Paper 1988r. №2985 pp.1-12

39. Aircraft families product viewer // http://www.airbus.ru

40. Airplane Characteristics for Airport Planning // Boeing Commercial Airplanes, September 2005

41. Avions de transport a grande vitesse // Grope de travail economie et marche, Moscow, 21-23 nov. 1990.

42. Brown R., Integration of a variable cycle angine concept in a supersonic cruise aircraft // AIAA Paper N 78-1049

43. Brown.J.G. and Haglund.G.N., Sonic boom loudness study and airplane configuration developments, AIAA paper 88-4467, presented at the AIAA/AHS/ASEE aircraft design, September 1988, Atlanta, Georgia.

44. Characteristics Tu-204-220 // «Tupolev» corp. prospect, Nov. 1990

45. Current market outlook 2006-2026 // Boeing commercial Airplanes, Market Analysis 2006

46. Flight -1988 №4139 c.38-40

47. High-Sped Civil Transport Study // NASA Contractor Report 4234, September 1989.

48. IBC World Airways Guide // Reed Travel Group. Nov. 1994.52. ICAO Journal в 2003г.

49. J.E.McCormick, In-flight refueling and the world of the eighties // Aeronautical journal, 1978, VIII, №812, P.327-333

50. K.H. Neumeister, Future Hegh Speed Commercial Transport // L'Aeronautique et L'Astronautique, 3/4, 1991 №148/149

51. M.A. Booth, G.E. Ledbetter, L.B. Gratzer, Advanced turboprop transport development a perspective // ICAS, 1982-1.8.2

52. Product line review for the CIS region // Airbus industry, August 1995.

53. Reunion franco-sovietique groupe économie et marche // Aerospatiale division avions, Paris, 10 au-14 juin. 1991

54. Reunion franco-sovietique groupe économie et marche // Aerospatiale division avions, Moskou, 19 au-23 nov. 1990

55. Route Maps of airlines from around the world //Avion News, http://www.novocherkassk.info/Route-Maps

56. Sanders K.L., High-lift Devices, a Weight and Performance Trag-ofi Methodology. The Society of Aeron, Weight Engineers, Techn. Paper №761, 1969

57. Sciens & Vie 1989r. №758, pp.76

58. SciTecLibrary.ru 19 октября 2000 года

59. Study of structural design concepts for an arrow wing supersonic transport configuration, Volume 1, NASA CR-132576-1, August 1976.

60. The Airbus Global Market Forecast 2006 2025 // Airbus, www.airbus.com

61. W.P.Maiersperger, General Desing Aspects of Flight Refueling//Aeronautical Enginering Review. 1954. V.13, №3. P.52-61.