автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Управление и балансировка воздушных судов при наличии индивидуальных особенностей

Киевский мевдцнароднмй университет грэздзнсхой авиации

;! .'А

На правах рукописи.

нашш ПЕНР АЛ ДЕЕН йББДС ДСХЛР

ада 629.723.013.5

шр/шеше и вАяднсировтсд воздышних свдоз ПРИ НАЛИЧИИ ИНДИВВДУДЛЬНМГ ОСОБЕННОСТИ?

Специальность: 05.22.14 -эксплуатация воздушного транспорта.

05.07.09 - динамика, баллистика и управления двшгемивы летательных аппаратов.

ЙВТОРБвЕРЛТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Киев 1994

Работа выполнена на кафедре аэромеханики и динамики пс Киевского мездународного университета грааданскоя авиации..

Научный руководитель Официальные огпонента

Ведущая, организация

- доктор технических на;, профессор Е.П. Идарцее

■г доктор технических нас. профессор Д.В. Касьянс

- кандидат технических н дсздэнг Г.Ф. Бом-ьБруев

ЙКПС ии. О. К- Лнтонош

'" Защита состияся ишя 1994 г. E^¿iЗíjчacQB на засед

специализированного совета Ш72;04.02 в Киевском меадународн университет^ грааданскоя" авяацш , гю адресу: 252058. Киев-! проспект Комарова, 1, корпус 9, ауд. 9.308.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке института Автореферат разослан "¡3." мая -.1994 г.

Ыченыа секретарь1 специализированного совета кандидат технических наук,

доцент ¿¿/ Я.Г. Баскакс

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБСГШ

Актуальность тени. Одной из важных задач в гражданской авиа-и является обеспечение нанвыгоднеяш« с точки зрения топливных трат режимов летноя и наземной эксплуатации воздушных судов С) путем выбора наиболее экономичных режимов полета и поддержа- . я летно-технических характер!гпж: ВС на необходимом уровне.

Подксшральная эксплуатация ВС показывает, что в большей или ньшей . степени все ВС обладают индиыадуальными особенностями, ичем в процессе эксплуатации имеется тенденция к их развитию и, едовательно, к увеличению степени их влияния на аэродинамику . К индивидуальным особенностям относятся: отклонение нив&лиро-чных данных самолета - углов- установки несущих и управляющее Еерхностея, двигателея, закрылков в убранном и выпущенном полонии; нарушение качества внешней поверхности - увеличение шеро-ватости лакокрасочного покрытия вследствие как естественного арения ЛКП, так и вследствие его загрязнения и зррозии, появле-е ремонтных искажения поверхности, таких как накладки на по-еаденных местах обшивки, увеличение выступанш и/или западания епежных элементов обшивки (заклепок, винтов, болтов и Т.д.); осачлвание воздуха из герметических отсеков самолета во внешнее остранство вследствие нарушения герметизации; отклонение тяго- ' х и расходных характеристик двигателей вследствие износа эл&-г нгтоа газовоздушного тракта и изменения параметров работы систе-регулирования.

Индивидуальные особенности приводят к изменению характернее устойчивости и управляемости самолета, что может, оказать не-средственное влияние на безопасность полетов^ а также'к иэмене-о характеристик топливной эффективности. Влияние ичдшидуальных обенностей на характеритики топливной эффективности происходит нескольким причинам. Основным фактором» обуславлиащим ухуд-ние топливноя эМективности самолетов, , является вызванное инди-дуальними особенностями возрастание сопротивления самолета. Позднее вызывается увеличен юм сопротивления трения из-за ухудще-я качёства внешней поверхности, увеличением профильного н инду-нвнего сопротивления отклоненных с целью балансировки самолета ганов управления. Кроме того, индивидуальные особенности прнво-т к смещению оптимальных с точки зрения расходов топлива режи-в полета относительно их значения, указанных для ' необладающего дивидуальными особенностям?) самолета; Несмотря на большое ко-чество работ по анализу влияния различных яндгаидуальних осо-

бенностея самолета на его эксплуатационные характеристики, остается актуальным дальнейшее совершенствование методов и средств оценки степени влияния состояния ВС на его топливную эффективность, а также выбор наиболее экономичных режимов полета и методов балансировки с учетом реального эксплуатационного состояния как самолетов данного типа,. так и конкретного экземпляра лета-' тельного аппарата.

Цель работы состоит в оценке степени влияния различных индивидуальных особенностей на сопротивление самолета и расходные характеристики в сбалансированном горизонтальной полете на крейсерских режимах и оптимизация режимов полета с учетом индивидуальных особенностей.

Для реализации поставленной цели решаются следующие задачи:

- анализируются составляющие.сопротивления сбалансированного самолета на крейсерском режиме;

- выбирается математическая модель, обеспечивающая достаточно полное представление всех компонентов реального эксплуатационного сопротивления;. '

- разрабатывается математическая модель сбалансированного состояния самолета с индивидуальными особенностями как материального тела конечных размеров, алгоритм поноса сбалансировавшого состояния самолета, который реализуется в виде программы на языке программировали, "Фортран";

- выполняется математическая постановка задачи оптимизации крейсерских режимов полета самолета; в качестве критериев оптимальности используются величина приведенной дальности и величина стоимостной функции, учитывающей суммарную стоимость одного летного часа самолета;

- оптимизмция режимов полета методом множителей Лагранжа и методом стоимостной функции используется для корректировки управления самолетом при наличии индивидуальных особенностей.

Научная новизна работы

1. Выполнен подробный анализ составляющих дополнительного сопротивления самолета. Предложена модель эксплуатационного сопротивления самолета на крейсерском режиме.

2. Разработан алгоритм определения сбалансированного состояния ВС с учетом индивидуальных особенностей. Показана возможность значотельного снижения топливных потерь, обусловленных индивидуальными особенностями, путем использования методики боковой ба-ланагровки самолета весом топлива и тягсй двигателей.

'2~

3. Разработан алгоритм применения метода множителей Лаграняа для оптимизации крейсерских режимов полета, который обеспечивает удовлетворительную точность оптимизации при минимальном известном . количестве.параметров самолета.

4. Произведен поиск минимума стоимостной функция, учитывающей зксопу атащюнные затрата на один час полета и позволяющей-обеспечить максимальную экономическую эффективность использования ВС. осуществляется методом Эйлера-Лагранжа.

Практическая ценность., [Разработанные методы оценки дополнительного сопротивления самолета, его влияния на расход топлива на крейсерских режимах, критерии оптимальности и методы оптимизации крейсерских режимов и соответствую®« им прикладные' программы могут быть использованы для решения следующих задач эксплуатации:

- анализ слияния различных ассплуатационных факторов на топливную эффективность транспортных 'самолетов," определение факторов, в наибольшей степени влияющих на расход топлива на крейсерских режимах полета;

- моделирование эксплуатационного состояния конкретного самолета по результатам записей бортовой регистрирующей аппаратурой параметров полета и состояния ВС с целью контроля его аэродинамического состояния и определения-отклонений аэродинамики, влияющих, на расход топлива;

- планирование на предполетной подготовке оптимальных режимов крейсерского полета в соответствии с полетным заданием;

- экспресс-анализ оптимальности примененных крейсерских режимов методом множителей Лагранжа для самолетов любого типа, что обеспечивается минимумом необходамоя .для анализа Информации.

Публикации. По теме работа опубликовано три статьи.

Структура и обт« работа

Диссертация состоит из введения, трех глав, общих выводов, сп}(ска использованных источников и приложения, в которых приведены тексты разработанных программ для ЭВМ. Работа изложена на 120 стр. машинописного текста, содержит 25 рисунков, 6 таблиц. Библиография включает 127 наженования.

ОСНОВНОЕ СОДЕРВйКИЕ РйВОТЫ

Во введении показана актуальность работы, дано обосновали выбора объекта исследования, сформулированы основные мели и прак тическая целесообразнссть исследования для развития методик опта мальноя эксплуатации ВС по реальному аэродинамическому состоянию

В первой главе дан анализ составляющих зксппуатациотого со противления самолета и разработана его математическая модель, цо статочно полно учитывающая эксплуатационные факторы, влияющие н сопротивление самолета на крейсерском режиме.

Известно,- что сила сопротивления представляет собой состав лямцую полной аэродинамической силы в плоскости симметрии ЛА, которая направлена против движения и противодействует ему.

При рассмотрении топливной эксплуатационной зМективност самолетов удобно использовать разбивку сопротивления как по эле ментам конструкции так и по компонентам сопротивления (сопротив ление трения, давления, индуктивное сопротиаление). При атом еле дует цчитсватъ: '..

- ухудшение качества поверхности из-за загрязнения, наруше ния лакокрасочного покрытия, появления эксплуатационных и ремонт них искажения - выступание и/или западаниё элементе» крепежа (за клепок, винтов и т.д.), установку накладок на поврежденные част обшивки, появление, волнистости обшивки вследствие остаточной де формации элементов конструкции, забоин передних кромок крыла 1 оперения, наличия обледенения или вода на поверхности самолета;

- погрешности_нивелировки, возникающие вследствие остаточна деформации элементов конструкции, а такие вследствие погрешности формы и регулировки: положения отдельных агрегатов самолета пр изготовлении, регламентных работах, ремонте и замене, в эксплуатации и на ремонтных заводах (замена двигателей, эыхшуатационныя 1 капитальный ремонт рулей, триммеров, закрылков, а также систем I агрегатов управления ими, ремонт баков-кессонов со съемом панела крыла и т.д.);

- неоптимальную балансировку самолета в полете, которая является следствием как нарушения нивелировки самолета, ухудшени характеристик двигателей, погрешностей систем управления, погреш ностей топливной автоматики, так и индивнщальной манеры пилота рования, которая проявляется в недостаточном учете экипажем осо бенностей пилотирования самолетов. данного типа и. индивидуальны особенностей конкретного самолета, что приводит к выбору неопти иалы-шх режимов полета и появлению дополнительного сопротивления

вызванного избыточным отклонением органов управления иэ-за применения неоптимальной методики балансировки.

На рис. 1 показана эксплуатационная поляра транспортного самолета и диаграма распределения сопротивления по компонентам сопротивления и элементам конструкции, позволяющая выделить те элементы сопротивления, на которые следует обращать внимание в экс-, плуатацни с целью уменьшения расхода топлива в полете.

В работе использован подход, когда сопротивление самолета считается состоящим из двух слагаемых: основного сопротивления и догмнительного. Основным считается сопротивление аэродинамически гладкого самолёта для заданного крейсерского' режима полета, представленное в виде аэродинамических характеристик самолета данного типа при нулевых отклонениях органов управления и отсутствии скольжения. Дополиггельным считается все остальное, сопротивление, возникновения которого можно избежать (или уменьшить) при оптимальной наземной и летней эксплуатации. Это сопротивление иногда называют вредным или неучтенным, а его величина доходит до 10-1ЭК от сопротивления аэродинамически гладкого самолета. В ¡заботе подробно рассмотрены составляющие сопротивления согласно рис. 1.

Далее в работе отмечено, что погрешность определения сопротивления даже по результатам летных испытаний редко становится меньше' 2%. Воспроизводимость, результатов в пределах 1% достига-' ется путем тщательной и дорогостоящей градуировки тягоЬых характеристик двигателей.

В первой главе указано на то, что в процессе эксплуатации дополнительное сопротивление имеет тенденцию к росту. Этта обусловлено ухудшением шероховатости поверхности, нарушением нивелировки самолета и т.д. В табл. 1. приведены результаты оценок различных составляющих дспол-пггельного сопротивления самолета.

В заключ-гггельнои части первой главы представлена математическая модель эксплуатационного сопротивления самолета

СХ=СХ ос„+ЛС* н * АСХ<в„> +ДСК^СТ> * ' ' • (1)

^С^НАС^»,,) ^«э.н„т> * ЛСХ '

где Сх ос - основное сопротивление самолета; .

ДСХ н - дополнительное сопотивление, обусловленное погрешностями нивелировки, например асимметрией/ крыла <неодшакювостыо углов установки полукрыльев).; ■

ЛСхОв> - дополнительное сопротивление, обусловленное балансировочным отклонением руля направления;

' ' 5

Рис. I. -Сводка сопротивлений транспортного самолета на крейсерском решше

1 - сопротивление трения, 50£. 2 - сопротивление давления« 7%.

3 - интерференция, выступающие элементы, шероховатость 3?.

4 - сумма вышеуказанных составляющих определяет значение , .

ДСхр * в%- (профильное сопротивление). индуктивное сопротивление, 30$. 6- волнорое сопротивление« скачки, отрыва, вызванные скачками, 1~ эксплуатационная поляра с учетом ДСдеэ* Д-Слсаа, 2*.

ЛСх«рст> - дополнительное сопротивление, обусловленное балансировочным отклонением стабилизатора;

Сх<р> - дополнительное сопротивление, обусловленное наличием скольжения .вследствие асимметрии самолета и тяги двигателей; ДСХ(0Н) - дополиггелъное сопротивление, обусловленное балансировочным отклонением руля направления;

ЛСх(бэ инг> - дополнительное сопротивление, обусловленное балансировочным отклонением элеронов и злерон-интерцепторов; ДСХ - дополнительное сопротивление, обусловленное шероховатостью поверхности самолета, налмпем выступающих частей и другими неровностями поверхности.

Таблица 1.

Источники дополнительного аэродинамического сопротивления самолета в процентах от полного сопротивления (расчет)

1 Отдельный детали

1.1 Антенны 0.535

1.2 Огличтельные огни обтекаемые 0.010

1.3 Очистители лобовых стекол 0.100

1.4 Статические разрядники 0.000

Итого 0.763

2 Крыло

2.1 Соединительные стыки

и щели 0.291

2.2 Уплотнительные прокладки элеронов 0.245

2.3 Стыки задней кромки предкрылков 0.150

2.4 Торцы предкрылков 0.500

2.5 Отверстш астемы

• управления предкрылками 0.010

2.6 Стыки задней кромки интерцепторов 0.210

2.? Щели интерцепгора 0.002 2.8 Щели вокруг закрылка 0.200 ,2.9 Открытые направля-

. вдие закрылков. 1.600 2.10 Навески закрылков 0.250 12.11 Обтекатели системы

управления закрылками 0.200 2.12 Обтекатели рельсов

закрылков 0.400

Итого 4.038

S Сюзяляас

3.1 Двери 0.250

3.2 Волнистость обшивки 0.046

3.3 Заборники системы кшдиционирования 1.350

3.4 Носовой обтекатель

и его стык О.115

3.5 Утечки уплотнении 0.500

3.6 Зализы ¿ренажа ниш

шасси 0.148

3.7 Корневые зализы

. крыла 0.029

3.8 йгтки соединения дверь-фазелях 0.186

Итого 2.624

4 Хвостовое оперзяие

4.1 Стыки обшивки 0.094

4.2 Щели 0.452

4.3 Обтекатель 0.007

Итого 0.535

ВСЕГО НА САМОЛЕТ 8.0 X

Во второй главе рассмотено представление сил и ■ моментов, действующих на самолет в сбалансированном горизонтальном полете, а также тяговых и расходных характеристик двигателей.

Математическая модель' сбалансированного состоят« самолета на крейсерском режиме, приведенная в первой части главы 2, и включаквдая математическую модель эксплуатационного сопротивления самолета, представленную в главе 1, была реализована в виде программы на языке "Оортран" и предназначена для выполнения на Несовместимых ЭВМ, Во второй части главы 2 показаны результаты выполненных исследовании по влиянию некоторых эксплуатационных факторов, таких как шероховатость поверхности, погрешности углов установки полукрыльев на сопротивление самолета, аэродинамическое качество, расходы топлива при рекомендованной в РЛЭ методике балансировки и балансировке несимметричного самолета стабилизатором, весом топлива и тягой двигателей.

Выражения для балансировочных. подъемной и боковой силы, моментов крена, рыскания и тангажа имели вид:

= [Суа осн.* Суа«и> + ^а«»«»]'8'4 ♦ • «>_

2 = [с2С. р ♦ сй0н- би+ су.1в т]-з-ч ♦ гг ,

«X.» К'? * £•«» + ^ «£"■«. ^

<4)

И

о

<6)

*г

у= К ♦ ИУ И-Йи * Йу<йэ> - ®у<амнт>]-Ч-3-1' V и^ , (7) = [^{а.И) иа°в-вв - ^РстЧРст]'Ч*8'Ъл * ,

(3)

суа осн-Лхт + НЕ

где кроме обычных членов имеэтся составлйощие, которые описывают индивидуальные особенности самолета: С,„ „ - коз^фициеот ос-

¿(сЬ ОСМ •

давнои подъемной силы самолета; Ур 2 - составляющие подъемной и боковой силы от тяги двигателей, учитывающая погрешности углов установки и разность тяг дкгателей; »к(ЛСу) - добавка К коэффициенту аэродинамического момента крена, обусловленная различными

+

углами устшювки.^ полукрыльев, что является следствием погрешностей нивелировки самолета; Я^ - момент, крена от тяги дв1гателей„ возникающий вследствие несимметричносф тяги и/или погрешностей нивелировки дагателей; И^(ЛСт) -' момент крена, обусловленный разностью количества топлива в правом и левом полукрыльях, ¡сото-рая возникает вследствие эштлуатационных неточностей, либо как средство компенсации индивидуальных особенностей самолета (например момента га^ДСу)) без отклонения органов управления при исследовании . предлагаемой методики балансировки; в„(бинт) -добавки к коэффициенту момента рыскания, обусловленные "возникновением сопротивления элеронов и злерон-интерцепторов вследствие их балансировочного отклонения; Я^ - момент рыскания, возникающий вследствие неравенства тяг 1-го и 3-го двигателей и/или вследствие обусловленого погрешностями нивелировки отклонения' углов установки двигателей от теоретических.

Коэффициент основной подъемной омы самолета вычислялся кал сумма коэффициентов подъемной силы левого и правого полукрыльев (индексы яв.пк и пр.пк соответственно), каждое из которых 1 имеет свой угол атаки» отличающийся от угла атаки для самолета в целом на величину погрешностей нивелировки:

суа осн. = 1/2 [суа<а^Я.пк> ^ суа'а^п,.пК>]. <3>

В згой главе оценены балансировочные потере реального самолета типа Ту-154. Тяговые и расходные характеристики двигателей заданы в виде зависимостей тяги Р и удельного расхода- Сад от истинной воздушной скорости полета для высот 7... 14 км и режимов от 0,6 до номинального для стендовых условия в полете в виде аппроксимация полиномами третьей степени. При вычислении характеристик двигателей учитывались потери" тяги, обусловленные неоптимальностью установки двигателей на самолете, наличием реверса и отбором воздуха на эксплуатационные нужды. •

Аэродинамические характеристики и характеристики догателеи были представлены в программе в виде. аппроксимация полиномами различных степеней, выполненными методом полиномиальной регрессу ¡и с заданием или поиском наилучшей степени полинома.

Проведенные исследования влияния эксплуатационных факторов, таких как шероховатость поверхности самолета, несимметричность углов установки полуярыльев, приводят к увеличении километровых и часовых расходов топлива на 3...5Ж в завгагмости от высоты и скорости полета. Наиболъшя вллад в балансировочное сопротивление

несимметричного самолета вносят злерон-интерцепторы. При использовании боковой балансировки самолета весом топлива расход топлива сокращается на 0,5...2% по сравнении с балансировкой рулями, в зависимости от режима полета, массы топлива в баках и полетной массы самолета. На рис. 2 показана зависимость приращения километрового расхода топлива при шероховатости 30 мкм и разности углов установки полукрыльев ±0,1°. Видно, что балансировка топливом позволяет уменьшить расход на 0,5...2Ж, что соответствует 0,04... ...0,15 кг/км или 50...150 кг/ч.

Рис. 2.

9 третьей главе рассмотрены общие принципы экономии топлива в эксплуатации. Показано, что задача обеспечения экономии топлива является частным случаем более общей задачи обеспечения максимальной экономической эффективности эксплуатации самолетов. В главе 3 рассмотрен целый.ряд критериев опинальности эксплуатации. Отмечено, что параметром, меняющимся в наиболее широких пределах, является расход топлива, затраты на приобретение которого составляют существенную часть общих эксплуатационных затрат. Поскольку основная масса топлива в эксплуатации расходуется при выполнении полета на крейсерских режимах» наиболее важным является поиск путей экономии топлива именно при выполнении полетов на эшелоне.

олдача экономии топлива- в полете подразумевает выбор оптимальных маршрутов, скоростей (чисел И) и высот полета, контроля

10

центровки, определение максимально допустимой коммерческой нагрузки, а также обеспечение эффективного и оперативного контроля расходования топлива, применение методов его экономии и др. Наиболее существенным. при этом является поиск оптимальных режимов выолнения крейсерского полета, как наиболее продолжительного этапа полета.

Далее в главе 3 кратко рассмотрена общая математическая постановка задачи поиска экстремума целевой функции, рассмотрены требования к минимизируемой функции дальности полета, и указаны метода и средства решения эксплуатационной задачи определения параметров режима полета.

На основании рассотренных данных выполняется постановка задачи поиска оптимального режима крейсерского полета методом множителей Лагранха. По известным зависимостям составляется система уравнений для описания крейсерского режима полета самолета Ту-154 в виде:

К2 - Сха " 0x0 = О, (9)

С^ - РЛО.ТИ'-р,^) = 0, (10)

С„л " К^Р+а/'+а5р5) = <И>

где Р - тяга двигателя, ао, а>, аг, а3 - коэффициенты аппроксимации расходных характеристики двигателей НК-8-2Ы самолета Ту-154, полученные методом полиномиальной регрессии.

Составляется вспомагательная функция дальности полета на основе формулы Бреге:

1Г =

3,6-а-Н'К в, Г С,„ - О, 1

—ТГ— • к-

ад 2 I А-С,_ J

ха

(12)

+ V |С„--;-] + X. Гс - Га *& Р+а Рг+а Р5]1,

где Д.$, Я,., Л.з - мнонители Лаграша, ря - атмосферное давление, 3 - площадь крыла, а - скорость звука.

Выражение (12) дифференцируется по эксплуатационным параметрам, и составляется система уравнения для определения значений многкителеа Лагракка;

= 3,6 1п ^ 2*. К =. О, X13)

п

дс~ = * ^ "3°Хо - \ = О. (14)

^ = "*»' 0.7.Нг.рв 5 ~ V Ь+а«Р+агр2*азр5] » О. (15) лг* а-И и

«¡_ . 5.6 — 1п в*- ♦ X. . (16)

"Д С„А 2

Определив из уравнения <9), (10), <11) значения аэродинамического качества К, силу тяги двигателей Р и удельный расход топлива С , решив систему (13)...(16) относительно множителей Лаг-ранжа и, проведя алгебраические преобразования, получаем уравнение . третьей степени относительно тяги

а •Р1(1-5с1) ♦ а .Р2(1-а1> + а Р(1-а>+ а = О , • (17)

з - г 4 о. .

где

(1-а> в

4сХо " ^ха

'^Хо - сха

(1-2(1) = - , Ко " Чш

6С,. - 7С™ ^хо " сха

Для составления численной модели используются известные соотношения: '

щ = 0,7-и' 'Ря'Б'с^ »

4« = С«д-р • (18)

Чч '

Яси ■ 5,6. V '

где qч, - часовой и километровый расхода топлива.

Система уравнений (7), (8), (9), а?) решается методом Зей-деля при значениях. С^ =' 0,022 и А я 0,0692 для различных значений чисел Н и высот горизонтального гшета. Из решения определяются оптимальные значения силы тяги двигателей Р, удельного расхода топлива Сыд, аэродинамического качества К и коэффициента лобового сопротивления С^. Решение системы выполняется с помощью программы,. .составленной на языке программ:(рования "Фортран", на 1ВМ-совместимом .компьютере. "'..',-'

На рис. 3 приведено сравнение значения оптимизированных параметров, полученных методом множителей Лаграняа, с результатами летных испытания. Видно, что метод дае^ есзможкостъ оценить оптимальные режимы крейсерского полета самолета при минимальном количестве известных характеристик для самолета данного типа.

Сравнение результатов расчета удельного расхода топлива методом ыножителея Лагранжа с результатами летных испытаний

В заключотельноы разделе главы 3 представлена оптимизация режимов крейсерского полета по минимуму стоимостной Функции, учитывающей полную стоимость затрат на один час полета. Проведенный анализ показывает, что при учете стоимости времени выполнения гку-лета оптимальные скорости возрастают по сравнению с оптимальными скоростями, определенными по минимуму километрового расхода топлива, в зависимости от соотношения стоимости топлива и времени.

выводи

1. Проанализированы составляющие ассплуатаЦ(юнного сопротивления самолета. Источниками возникающего в процессе эксплуатации дополнительного сопротивления и обусловленного им перерасхода топлива являются ухудшение качества омываемой поверхности (пассивное сопротивление), нарушение взаимного расположения агрегатов планера и скповоа установки и вызванное этими причинами избыточное балансировочное отклонение органов управления, a Tarase использование крейсерских резимов полета, при выборе которых те учтены индивидуальные особенности (активное сопротивление). Рассмотрены выражения для расчета величйн приращения сопротивления.

i3

Уменьшение пассивного аэродинамического сопротивления, ВС требует совершенствования методов и средств технического обслужи-* вания и ремонта ВС. Активное сопротивление необходимо снижать, определив индивидуальные особенности данного экземпляра ЕС по рё зультатам систематического анализа полетов ВС, и последующего мо делирования с целью определения оптимальных режимов полета.

Аэродинамическое сопротивление отдельных ВС, находящихся эксплуатации, может быть выше расчетного на 5-1 С® за счет индив;! дуальных особенностей, что требует постоянного контроля аэродинамического состояния в эксплуатации. ...

2. Предложена математическая модель, эксплуатационного сопро^ тивления самолета. Разработаны алгоритмы расчета аэродинамического сопротивления, включая сопротивление органов управления, выступающих частей и шероховатости поверхности для количественной оценки грироста сопротивления и расходов топлива, обусловленных каждой из составляющих дополнительного сопротивления, а также для сравнительной оценки различных методик балансировки и выбора наиболее приемлемой для конкретного типа самолета.

5. Разработана математическая модель сбалансированного состояния самолета на крейсерском режиме, учитывающая балансировочные потери и индивидуальные особенности самолета: увеличение сопротивления из-за отклонения органов управления, шероховатости-поверхности, нарушения нивелировки агрегатов планера и силовой установки, а таете появление обусловленных ими боковых сил и моментов. Математическая модель реализована в виде програ^шыы расчета балансировки на крейсерском режиме самолета Ту-154. Программа написана на алгоритмическом языке "Фортран-77" и ориентирована на решение на ГВМ-совместимых ЭВМ.

4. Проведено' исследование влияния шероховатости и 'погрешностей углов устайовки полукрыйьев на увеличение расходов топлива самолета Ту-154. Показано, что увеличение шероховатости поверхности до 30 - 45 мкм приводит к -возрастанию километровых и часовых расходов топлива на 2,5.. .59! в зависимости от величины шероховатости, полетной массы, высоты и скорости полета.

Обнаружено, что при наличии боковой асимметрии самолета наибольший вклад в увеличение активного сопротивления вносят элерон-интерцепторы. Различие в углах установки полукрыльев до 0,1° приводит к перерасхсду 2...4Ж топлива. Осуществление боковой балансировки весом топлива в крыльевых топливных басах позволяет избежать отклонения интерцепторов и, следовательно,' возникновения дополнительного сопротивления. , При балансировке топливом экономия

по сравнению с рсжомбндованноп а РЛЭ методикой баланс! |рошси рулями метет составлять 50.'.'.200 кг/ч в зависимости от режима полета.

5. Поставлена задача оптимизации Крейсерских режимов полета самолета с учетом индивидуальных особенностей, которая является практически важной. Разработан экономичный алгоритм оптимизации режимов крейсерского полета методом мкжггелея Лагранжа,. который • позволяет определять оптимальные значен я километрового расхода топлива, тяги дв^ателей, аэродинамического сопротивления и качества с погрешностью не выше 7% при минимальном известном (необходимом) количестве параметров ВС.

В качестве критериев оптимальности выбраны минимум километрового расхода топлива и минимум стоимостной функции, которая учитывает относительную стоимость времени полета н топлива. Исследования показали, что учет стоимости времени полета приводит к. увеличению оптимальных скоростей по сравнению со скоростями, на которых обеспечивается минимум километрового расхода.

6. Рассмотрены типовые эксплуатационные траектории крейсерского полета ВС с ограничениями в виде постоянной высоты, постоянной воздушной скорости полета и траектории без ограничения по высоте и скорости. Получены зависимости высоты и скорости полета от

' дальности при различных значениях стоимостной Функции. Различия в природе оптимальных траектория при использовании стоимостной функции увеличиваются с ростом абсолютного. значения р*. однако не превашают величины 0,2Ж.

В целом проведенные исследования показывают необходимость развития методики эксплуатации ВС с учетом реального аэродинамического состояния. Контроль аэродинамического состояния ВС в эксплуатации является экономически целесообразной задачей для экономии топлива и корректировки ограничения по безопасности полетов.

Основные результаты диссертации нзлозены в следующих работах:

1. Мохаммад Аскар, Н.Д. Клеыня. Приложение метода Лагранжа к оптимизации режимов полета самолета. "Прикладная аэродинамика" Сб. н. тр.: КНИГ/), 1993, стр. 93-97.

2. Мохаммад Аскар, Е.П. Ударцев. Индивидуальные аэродинамические особенности самолетов. Депонирована в ПГТБ Украины 1/4/94, IS 615 Ж S4, И с.

3. Мохаммад Аскар, Е.П. Ударцев. Оллмвзция крейсерских характеристик самолета по минимуму стоимостной функции. Д^тонирова-

, на в ГНТБ Украины 1/4/94, Л 614 UK 94, 13 с. _ ^^(Г^)