автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Сравнительный анализ средств улучшения взлетно-посадочных характеристик транспортных самолетов



МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

Сравнительный анализ эффективности средств улучшения взлетно-посадочных характеристик транспортных самолетов

Специальность 05.07.02 - «Проектирование и конструкция летательных аппаратов»

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор Н.К. Лисейцев

На правах рукописи

Арджоманди Мазияр

Москва - 1999

Оглавление

Основные обозначения, сокращения и индексы....................................................4

Введение......................................................................................................................................................................................8

Глава 1. Систематизация средств улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета и отбор альтернативных

вариантов....................................................................................................................................................................................19

1.1. Обзор существующих средств улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета..............................................................................19

1.2. Классификация средств улучшения средств улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета..................................................25

1.3. Выбор рассматриваемых технических решений............................28

1.4. Выводы по главе..........................................................................................................................30

Глава 2. Описание метода и структуры моделей решения задачи выбора средств улучшения взлетно-посадочных характеристик

самолета........................................................................................................................................................................................32

2.1. Математическая постановка задачи..................................................................32

2.2. Метод решения задачи............................................................................................................34

2.3. Описание субмоделей................................................................................................................38

2.3.1. Весовая модель..................................................................................................................38

2.3.2. Аэродинамическая модель..............................................................................42

2.3.3. Модель устойчивости и управляемости.........................43

2.3.4. Динамическая модель взлета самолета......................................44

2.3.5. Динамическая модель посадки самолета..............................48

2.4. Тестирование результатов применения моделей..........................54

2.5. Выводы по главе................................................................................................................................55

Глава 3. Улучшения взлетно-посадочных характеристик

самолета с помощью традиционных средств..................................................................57

3.1. Анализ эффективности применения традиционных видов механизации крыла................................................................................................................57

3.2. Упрощенная формула для определения взлетной массы магистральных пассажирских самолетов на этапе предварительного проектирования....................................................................................63

3.3. Выводы по главе................................................................................................................................68

Глава 4. Улучшение взлетно-посадочных характеристик

самолета с помощью управления вектором тяги двигателей..............70

4.1. Анализ эффективности поворота крыла с установленными на нем двигателями для сокращения взлетной дистанции транспортного самолета................................................70

4.1.1. Предыстория применения поворота крыла......................70

4.1.2. Постановка задачи......................................................................................................71

4.1.3. Метод решения задачи........................................................................................73

4.1.4. Варианты решения задачи..............................................................................75

4.1.5. Анализ результатов решения задачи..............................................79

4.2. Анализ эффективности поворота вектора тяги двигателей для сокращения взлетной дистанции транспортного самолета......................................................................................................................30

4.2.1. Предыстория применения поворота вектора тяги 80

4.2.2. Постановка задачи......................................................................................................81

4.2.3. Метод решения задачи........................................................................................82

4.2.4. Варианты решения задачи..............................................................................83

4.2.5. Анализ результатов решения задачи..............................................85

4.3. Выводы по главе................................................................................................................................87

Глава 5. Улучшение взлетно-посадочных характеристик

самолета с помощью энергетических средств механизации................88

5.1. Анализ эффективности применения системы обдувки верхней части крыла струями двигателей..............................................................88

5.1.1. Предыстория, предлагаемая концепция самолета . 88

5.1.2. Основные изменения используемых субмоделей

для рассматриваемого самолета................................................................................91

5.1.3. Методика оценки затрат на обеспечение устойчивости и балансировки самолета рассматриваемой конфигурации............................................................................109

5.1.4. Результаты расчета......................................................................................................116

5.2. Анализ эффективности применения закрылков с двойной кривизной для управления циркуляцией крыла .... 117

5.2.1. Предыстория, предлагаемая концепция самолета . 117

5.2.2. Основные изменения используемых субмоделей

при анализе эффективности самолета..........................................................122

5.2.3. Результаты расчетов..................................................................................................130

5.3. Области рационального применения различных средств улучшения взлетно-посадочных характеристик..........................................131

5.4. Выводы по главе................................................................................................................................132

Выводы..........................................................................................................................................................................................134

Список используемых источников..................................................................................................137

Приложения..........................................................................................................................................................................149

Основные обозначения. сокращения и индексы

Основные обозначения

а, - относительная величина, удельное значение части а1 в долях целого - а;

Р - тяговооруженность;

Р - тяга двигателей;

р - удельная нагрузка на крыло;

Су - коэффициент подъемной силы;

Сх - коэффициент лобового сопротивления;

I - длина, дальность полета;

т - масса, степень двухконтурности, массовый расход;

V - скорость, объем;

а - ускорение;

/ - коэффициент трения;

СР - коэффициент расхода топлива;

5 - площадь поверхности; X - удлинение; т] - сужение;

X - угол стреловидности по 1/4 хорд;

с - относительная толщина; / - размах; Ъ - хорда; Н ,Ь - высота;

1/2 - безопасная скорость взлета; а - угол атаки;

К - аэродинамическое качество; 0 - угол наклона траектории;

п - количество;

IV - скорость истечения газа;

Ф - угол между вектором скорости газа и осью двигателя; угол поворота крыла; М - число Маха, момент; й - диаметр;

$ - угол отклонения струи относительно хорды профиля; Су - производная подъемной силы по углу х; Сц - коэффициент импульса выдуваемой струи;

% - степень сжатия; А - приращение; 5 - толщина.

Сокращения

ЛА - летательный аппарат;

ЛТХ - летно-технические характеристики;

ВПП - взлетно-посадочная полоса;

ВПХ - взлетно-посадочные характеристики;

СУ - силовая установка;

КУЦ - крыло с управляемой циркуляцией;

НЛГС - нормы летной годности самолетов;

СКВП - самолеты короткого взлета и посадки;

СВВП - самолеты вертикального взлета и посадки;

УПС - управление пограничным слоем;

Щ - щелевая механизация крыла;

Ф - механизация Фаулер.

Индексы

О - начальное значение величины, взлетная величина;

к - конечное значение величины, круг, кресло, конструктивный,

компрессор;

р - расчетное значение;

тах - максимальное значение;

min - минимальное значение;

ср - осредненное значение;

раз - разбег;

проб - пробег;

взл - взлетный;

пос - посадочный;

отр - отрыв;

наб - набор;

пл - планирование;

з.п. - заход на посадку;

возд - воздушный участок;

г - главная стойка шасси, газа;

п - передняя стойка шасси, предкрылок;

з - закрылок;

кр - крыло, крейсерский;

ф - фюзеляж, фактическое значение;

дв - двигатель;

с. у. - силовая установка;

об - оборудование и снаряжение;

оп - оперение;

г.о. - горизонтальное оперение; в. о. - вертикальное оперение; ш - шасси, шумопоглощающий; п.н.ш. - подъем носовой опоры шасси; вк - входная кромка;

рев - с учетом реверса тяги, реверсивное устройство;

с - сопло, силовой;

к.н. - коммерческая нагрузка;

обд - обдувка, обдуваемая часть;

необд - не обдуваемая часть;

пас - пассажир;

мех - механизация;

юг - изгиб;

эл - элемент;

кол - колесо;

сух - сухой;

мокр - мокрый;

зап - запаздывание;

доп - допустимый;

уст - установочный;

опт - оптимальный;

без - безопасный;

в - вентилятор, воздух;

тп - трубопровод;

спв - система подвода воздуха.

Введение

Улучшение ВПХ самолетов является одним из актуальнейших направлений развития авиации. Оно может быть исследовано по двум направлением: это - создание самолетов, способных совершить взлет и посадку на укороченных ВПП, и изучение возможности увеличения взлетной массы самолета без изменения характеристик, входящих в авиационную транспортную систему аэродромов. Рассмотрим причины актуальности задачи улучшения ВПХ самолетов и основные проблемы, которые возникают при решении этой задачи. Вначале рассмотрим актуальность создания СКВП, который можно отнести к самолетам с улучшенными ВПХ.

На начальных этапах в создании СКВП видели решение таких проблем гражданского воздушного транспорта, как перегруженность аэропортов, задержки вылетов, трудности доставки пассажиров в аэропорт, высокий уровень шума в районе аэропортов и др. Однако, анализ результатов применения СКВП в средине 60-х и 70-х годов показывает, что основными препятствиями развития данной концепции в большой степени являются большая стоимость разработки СКВП и необходимость изменения существующей инфраструктуры.

Даже в том случае, если разрабатывается усовершенствованная система, обеспечивающая совершение укороченного взлета и посадки, большая стоимость разработки СКВП и увеличение массы пустого снаряженного самолета может стать причиной того, что при равной производительности, которая определяется произведением крейсерской скорости на полезную нагрузку, он уступает самолеты обычного типа по стоимости (см. рис. 1).

Эта ситуация усугубляется еще и тем, что на начальных этапах развития СКВП из-за отсутствия соответствующих СУ и, как вследствие, трудности достижения относительно большой крейсерской скорости, с ростом дальности полета их экономические характеристики ухудшаются. Несмотря на отмеченные недостатки, интерес к СКВП не ослабевает. Это объясняется тем, что даже при перечисленных условиях экономия времени доставки пассажиров и грузов, достигаемая благодаря использованию СКВП за счет уменьшения времени сообщения с аэропортами, определяемого специфическими местными условиями, является важнейшей основой для того, чтобы они разрабатывались и применялись и в будущем. Тем более, в настоящее время, благодаря применению более усовершенствованной СУ и увеличению крейсерской скорости СКВП, область их применения по дальности также может быть расширена (см. рис. 2).

Создание СКВП является весьма актуальной задачей и ддя военной авиации. По мнению многих экспертов, одним из основных новых свойств, которым будет обладать боевая авиация начала XXI века, является обеспечение взлета и посадки на поврежденных взлетно-посадочных и более укороченных площадках, что и доказывалось в ходе последних войн. Подтверждением этого в последнее время является проведение интенсивных исследований в области анализа и разработки эффективных средств сокращения взлетной и посадочной дистанций.

£ 1,5

о

4

х~

с;

5

О

о

Ь 0,5

0

...........г -4 з / Ж- V/ / М / / /* #..... г

/ о : - /О/ ® - СО 7 /г ?

// г.....

0 2x10 4x10 Производительность, кгс.км/ч

Рис. 1. Зависимость стоимости ЛА от их производительности [34]

600

^ 500

сг

§ 400

с

£ зоо

о

X

с 200

га

СГ

100 0

0 12 3 4

Время поездки между центрами городов, ч

Рис. 2. Зависимость времени поездки между центрами городов от дальности между ними при использовании СКВП, самолетов обычного

типа и автомобильного транспорта

В этих условиях появится возможность использования накопившегося опыта при разработке военных СКВП для создания транспортных СКВП и гражданского, и военного назначения. Как правило, обычно новые научно-технические решения первоначально внедряются в военной авиации, а затем эти решения применяются на гражданских самолетах (см. табл. 1). Это приводит к снижению степени технического риска и материальных затрат при создании

гражданских самолетов.

Новые научно-технические решения Годы внедрения

Военная авиация Гражданская авиация

Турбореактивный двигатель 1941 1949

Турбовинтовой двигатель 1952 1957

Стреловидное крыло 1947 1954

Инерциальное навигационные системы 1963 1967

Бортовые цифровые вычислительные машины 1957 1967

Таблица 1. Результаты военных НИОКР, использованные в гражданской авиации [65]

Таким образом, в ближайшем будущем можно ожидать появления высокоэффективных транспортных СКВП как гражданского, так и военного назначения.

Научно-технические достижения, накопленные при исследовании и разработке СКВП могут найти применения для решения актуальной для транспортной авиации задачи создания самолетов с улучшенными ВПХ. Известно, что во многих странах, в частности в России, более 50% грузопотока осуществляется на линиях, использующих аэродромы с длиной ВПП около 700-1500м. Поэтому появление на этих линиях транспортных самолетов, ЛТХ которых близки к ЛТХ существующих магистральных самолетов, но с улучшенными ВПХ существенно повисит эффективность воздушного транспорта. Понятно, что улучшение ВПХ самолета приводит к некоторому увеличению стоимости вновь создаваемых самолетов, однако, объем продаваемых самолетов одного типа напрямую зависит от области его применения, которая во многом определяется ВПХ самолета, т.е. зависит от характеристик аэропортов. Расширение области возможного применения самолета, естественно, приводит к увеличению количества продаваемых самолета на рынке, что также влияет на стоимость самолета и его конкурентоспособность.

Вторым аспектом, определяющим актуальности проблемы улучшения ВПХ самолета является то, что в последние годы по данным ИКАО [18] произошло некоторое изменение требований к магистральным самолетам (см. рис. 3). Основными причинами этого изменения являются, во-первых, потребность в дальнейшем возрастании пассажировместимости из-за ощутимой перегрузки аэропортов; во-вторых, необходимость увеличения дальности полета из-за интенсивного экономического и политического развития «удаленных» стран; в-третьих, потребность в улучшении

аэродинамических характеристик самолета при взлете и посадке из-за трудности изменения параметров существующей сети аэропортов. Последнее можно считать наиболее трудной проблемой создания новых магистральных пассажирских самолетов большой пассажировместимости с большой дальностью полета. Отсутствие решения этой проблемы равносильно невозможности эксплуатации этих самолетов и поэтому ей уделяется особое внимание.

450

1991-1995 1995-2000 2000-2005 2006-2010

Годы поставок

Рис. 3. Пассажировместимость современных и перспективных

самолетов [9]

Данная работа посвящена решению задачи определения рациональных зон применения различных средств улучшения ВПХ применительно к магистральным пассажирским самолетам с турбореактивными двигателями, обладающим сравнительно большой крейсерской скоростью (VKp = 750-• -850км/ч).

Внедрение эффективных путей сокращения ЬВПП на ближних

магистральных пассажирских самолетах помогает также более корректно решить эту проблему и для дальних магистральных пассажирских самолетов.

Рассмотрим основные факторы, влияющие на Ьвпп. Как известно, потребная 1тп самолета определяется значениями его

основных параметров - и /)0, а также реализуемым значением СУтах. Увеличение Ро и снижение р0 ведет к сокращению Ьвпп, однако такой путь связан с увеличением массы пустого снаряженного самолета, а также расхода топлива и, как следствие, с ухудшением его показателей транспортной эффективности. Графическая интерпретация функциональных зависимостей между Ьвпп, т0 и

параметрами Ро,р0 при постоянном СУтах показан на рис. 3.

2400 2000

41 39

"ВПП1600 [М] 1200

1600 впп 1200 [М] т0

5500 4500

0,3 'Х' 3500 0,25 2500

Ро[па]

0,25

ьвпп =/(р о >Р>С:

7тах

т.

= /'(>о,р,С7тах,...)

Рис. 3: Функциональная зависимость Ьвпп и т0 от Ро, р0 при

постоянном С

Утах

Альтернативным способом сокращения ЬВПП является повышение несущей способности крыла (коэффициента СГтах) на взлетно-посадочных режимах за счет применения более эффективной

<_> ГТ1 «_» ' _

системы увеличение подъемной силы. Такой способ, как правило, также связан с усложнением конструкции крыла и увеличением его массы, а также ростом стоимости самого самолета, которая непосредственно связана с его взлетной массой. Поскольку влияние перечисленных факторов на т0, с одной стороны, и их влияние на

X

ВПП '

с другой стороны, носят нелинейный и противоречивый

характер, м�