автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Влияние использования криогенного топлива на облик магистрального самолета

На правах рукописи.

УДК 629.735.33.01

БАЙКОВ АЛЕКСЕЙ АНАТОЛЬЕВИЧ

ВЛИЯНИЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КРИОГЕННОГО ТОПЛИВА НА ОБЛИК МАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА

Специальность 05.07.02. «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов»

Автореферат диссертации на соисканиеученой степени кандидататехническихнаук.

Москва 2004 г.

Работа выполнена на кафедре «Проектирование самолетов» в Московском авиационном институте (государственном техническом университете)

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор В.В. Мальчсвский

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор M.Ю. Куприков кандидат технических наук Е.Б. Скворцов

Ведущее предприятие: ОАО «Криогенмаш»

Защита состоится «___»_200£Ь в_часов на заседании

диссертационного совета Д212.125.10 Московского авиационного института (государственного технического университета) по адресу;

^993, Москва, Волоколамское шоссе, д.4, зал заседания ученого совета,

аудитория 302.

Просим Вас принять участие в обсуждении диссертационной работы или прислать свой отзыв в одном экземпляре, заверенный печатью, по указанному выше адресу.

Для участия в заседании диссертационного совета необходимо заблаговременно заказать пропуск по тел. 158-45-91.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке института.

Автореферат разослан Ученый секретарь

Диссертационного Совета Д212.125.10 Кандидат технических наук, доцент

Актуальность проблемы. Современная экономическая ситуация в мире характеризуется истощением запасов ископаемого сырья, ухудшением экологической обстановки. Анализ перспектив развития экономики, выполненный многими исследователями мира, свидетельствует о том, что дальнейшая борьба за контроль над природными ресурсами приведет к дальнейшему обострению отношений между добывающими сырье странами и промышленными странами с развитой перерабатывающей промышленностью.

В связи с ужесточающейся конкуренцией между потребителями углеводородного топлива, авиастроителям приходится искать замену той небольшой доли нефти, которая идет на производство авиатоплива. Решение этой проблемы возможно путем использования в авиации альтернативных видов топлива, таких как жидкий водород (ЖВ) или сжиженный природный газ (СПГ), являющихся криогенными жидкостями.

Использование таких топлив позволит снизить уровень вредных выбросов самолета, снизить стоимость авиаперевозок, увеличить объемы грузоперевозок за счет устранения дефицита авиатоплива.

Однако, внедрение в авиастроение новых видов топлива требует решения целого ряда научно-технических проблем, основными из которых являются:

• обеспечение пожаровзрывобезопасности самолета и наземных объектов;

• размещение нового вида топлива на борту самолета;

• оценка влияния нового топлива на облик и летно-технические характеристики самолета;

• создание наземной инфраструктуры для хранения и заправки новым топливом.

Анализ известных проектно-конструкторских решений показал, что одним из факторов, позволяющих создать магистральный самолет на новом виде топлива, является конкретное решение задачи по формированию облика самолета на газовом топливе и выбор рациональной компоновки топливных баков и топливного комплекса на борту самолета.

Предпосылками для решения этой задачи является опыт разработки экспериментальных самолетов на водородном топливе и метане, а также научно-методическая база. Ее анализ показывает, что отдельные аспекты специфических

РОС НАЦИОНАЛЬНА». ВИБЛИОТеКА }

т&ЕЖ

проблем проектирования конструкции, оборудования и эксплуатации самолетов рассмотрены в работах С.М.Егера, М.Ю.Куприкова, О.С.Самойловича, В.В.Мальчевского, ВАКиселева, В.З.Максимовича, А.Н.Арепьева, Х.Хаберланда (Германия), Э. Торенбика (Голландия) и ряда других отечественных и зарубежных авторов, ученых ЦАГИ и других авиационных НИИ и ОКБ.

На основании анализа приведенных работ, можно сделать вывод, что в современных исследованиях по проектированию самолета недостаточно внимания уделялось вопросам связанным с использованием криогенных топлив, хотя в следствии дальнейшего истощения запасов углеводородного топлива, это является актуальной проблемой.

Цель работы. Целью диссертационной работы является создание методического обеспечения для проведения структурно-параметрического анализа вариантов компоновки криогенного топливного комплекса (КТК) на борту магистрального самолета. Это обеспечит повышение качества проектно-конструкторских работ по созданию магистральных самолетов на криогенном топливе на этапе предварительного проектирования, снижение материальных и временных затрат за счет использования современных методов математического моделирования и средств машинной графики при определении параметров криогенного топливного комплекса в составе магистрального самолета.

Достижение поставленной цели диссертационной работы осуществлено на основе решений следующих задач:

• выявления места и состава задач компоновки криогенных баков и криогенного топливного комплекса в рамках формирования облика самолета;

• разработки метода определения массы криогенного топливного бака;

• разработки метода и процедур компоновки криогенного комплекса при проектировании новых и модификации существующих магистральных самолетов;

• проведения проектных исследований по выявлению рациональных значений параметров внутренней компоновки криогенного комплекса на борту самолета;

• определения относительных масс агрегатов самолета на СПГ.

Методика исследования. Предметом исследования является процесс компоновки криогенного топливного комплекса на борту магистрального самолета.

Декомпозиция задач, разработка моделей и алгоритмов базируются на принципах системного подхода. Выявление рациональных конструктивно-компоновочных решений осуществлено на основе моделирования с помощью формально-эвристических процедур.

Научная новизна диссертации заключается в разработке комплекса формально-эвристических методов, моделей, алгоритмов и процедур решения задачи формирования облика магистрального самолета на криогенном топливе, исходя из компоновочных ограничений при размещении КТК на борту магистрального самолета.

В ходе работы были получены следующие новые результаты:

• выявлены специфические задачи компоновки КТК на борту самолета при его модификации;

• разработана математическая модель криогенного бака пригодная оценки его массы на этапе предварительного проектирования;

• разработан основанный на формально-эвристическом моделировании метод определения массы бортовой части КТК магистрального самолета;

• разработаны процедуры компоновки КТК на борту магистрального самолета;

• определены области существования магистральных самолетов на криогенном топливе;

Практическая ценность диссертационной работы заключается в том, что на базе разработанной математической модели криогенного топливного бака создана программа «Криобак» для определения массы криогенного топливного бака, которая может быть использована в НИИ и ОКБ авиационной промышленности при разработке перспективных образцов авиационной техники, о чем свидетельствуют материалы о внедрении результатов исследования.

Достоверность полученных результатов обеспечивается тестированием программного комплекса при расчете реальных конструкций криогенных баков и сопоставления их с результатами расчетов. Отклонение характеристик физических и математических моделей не превышает 10%.

Внедрениерезультатовработы.Результаты работы внедрены в:

ОАО Туполев;

Кафедре 101 «Проектирование конструкции самолетов» МАИ;

Кафедре «Автоматизированного проектирования ЛА» РГТУ МАТИ;

что подтверждается соответствующими актами о внедрении.

Апробация работы. Основные результаты работы были доложены и обсуждены на ряде научно-технических конференций и в организациях.

Год Организация Наименование конференции, семинара и т. д.

2002 ОАО «Сухого» Первая научно-практическая конференция молодых ученых и специалистов: «Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности».

2003 Московский авиационный институт Международная конференция и выставка: «Авиация и космонавтика - 2003».

2004 Московский авиационный технологический институт XXX Гагаринские чтения.

Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в научных статьях, а также содержится в тезисах докладов на научно-технических конференциях.

Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, выводов, заключения, библиографического списка и приложения. Объем работы составляет 161 страниц, включая 52 рисунка и 26 таблиц. Список литературы содержит 116 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении изложены исторические аспекты возникновения проблемы, связанной с использовании в авиации криотоплива и обоснована актуальность темы диссертационной работы и описаны основные достоинства и недостатки альтернативных видовтоплив.

В первой главе описаны основные особенности нового вида топлива и выявлены ограничения вызванные его физическими свойствами, влияющее на облик и эксплуатационные свойства самолета и обозначены проблемы, решение которых, необходимо при использовании СПГ в качестве авиатоплива.

В вербальной форме постановка цели исследования может быть сформулирована следующим образом: Сформировать облик самолета, использующего в качестве топлива СПГ, и показать его отличие от облика самолета, использующего традиционное топливо (керосин) и имеющего такую же грузоподъемность и ЛТХ.

При решении подобной задачи, облик самолета, использующего криотопливо может быть получен как путем модификации существующих, «керосиновых» самолетов -прототипов путем их доработки под установку криобаков, так и за счет формирования самолетов новых оригинальных схем, специально предназначенных для использования СПГ в качестве топлива.

Решение этой задачи позволит ответить на основной вопрос данного исследования, то есть выявить влияние использования криогенного топлива на облик магистрального самолета.

В формальном виде задача поиска рационального размещения криогенного топлива на борту самолета может быть записана как:

X 6 Хдоп,

где Хди, - множество допустимых вариантов проектно-конструкторских решений.

Вектор конструктивных параметров X* состоит из элементов, которым соответствует

минимальное значение целевой функции Р(х,и), связывающей параметры и характеристики проекта на множестве ограничений и.

X* = Лг£1ШП

где Х=Х(х,) - вектор параметров проекта, и=и(и,) - вектор ограничений.

В качестве целевой функции в задаче используется взлетная масса самолета, а в качестве ограничений зачетные ЛТХ и «,„.

Решение задачи формирования облика самолета как задачи математического моделирования не всегда приводит к успеху из-за значительной размерности вектора конструктивных параметров X*, сложности множеств и и X, а также больших временных затрат, необходимых для вычисления вектора целевой функции. Это обстоятельство связано с тем, что облик самолета является результатом компромиссного решения проектных задач, что требует в процессе их решения использования формально-эвристических процедур.

При анализе размещения криогенного топлива на магистральном самолете к числу рассматриваемых ограничений, имеющих функциональную значимость, относятся ограничения:

• по габаритным размерам криогенного топливного комплекса;

• по параметрам дальности полета с коммерческой нагрузкой и без нее и т.д. В этом ряду равноправное место занимают ограничения на размещение криогенного топлива на борту самолета, вызванные его физическими свойствами и особенностями его использования. Эти требования формируются на этапе внешнего проектирования, и на этап внутреннего проектирования они приходят в составе ИТ, а также заданы в ТЗ. Анализ различных ограничений при размещения криогенного топлива на борту самолета показывает, что их можно систематезировать по

следующим признакам, представленным в таблице 2 в виде матрицы, в которой цветом выделены ограничения непосредственно рассматриваемые в данном исследовании.

Таблица2.

№__Прнзтк

Ц!__Влияние на ЛТХ

.. Безопасность нового 2 вида топлива

Обслуживание и

ц, эксплуатационная ______ технологичность

1>4__Этологи»

Вторая глава посвящена выявлению компоновочных ограничений и особенностей конструкции отсеков самолета, вызванных присутствием на борту самолета топлива в виде сжиженного природного газа и связанных с обеспечением пожаровзрывобезопасности.

Основными нормативными документами в данной области являются «Авиационные правила часть 25» и «Временное положению №1240-88-3 по классификации сред в отсеках воздушных судов, содержащих СПГ».

Согласно приведенным документам в рамках представленного исследования проводился анализ пожаровзрывоопасных зон для рассматриваемых в дальнейшем компоновок (рис.1, табл. 3).

Рис.1Пример определенияпожаровзрывоопасныхзон для самолета с компоновкойкриогенных баков в фюзеляже.

Таблица 3.

21 в1: Наименование отсеков и эон Характеристика отсеков и зон Мероприятия по обеспечению взрывопожаробезопасности Тип среды

1 Топливные кессон-баки. Герметичные отсеки, заполненные керосином. Среда взрывоопасная. Герметизация стенок кессон-баков. 1

2 Криогенные топливные баки. Герметичные отсеки, криогенного исполнения, заполненные СПГ. Наличие кислорода ниже предела воспламенения. Среда взрывобезоласная по окислителю Баки теплоизолировавнны, оборудованы аварийной дренажной системой, имеют систему контроля давления. 4Г

3 Отсеки криогенных топливных баков. Герметичные зоны, отделены от прилегающих отсеков герметичными перегородками. Среда взрывоопасная Отсеки оборудованы системой: газового контроля, вентиляции от системы кондиционирования. 1Г

4 Отсеки гондолы двигателя. Негерметичная зона. Среда гюжаро взрывоопасная Отсеки отделены пожарными перегородками, оборудованы системами газового контроля, вентиляции воздуха, сигнализации о пожаре и пожаротушения 4

5 Зона магистралей дренажа криогенного бака и перекачки топлива. Негерметичная зона. Среда взрывоопасная по горючему компоненту. Зона вентилируется воздухом из отсеков размещения криогенных топливных баков за счет перепада давления. 2Г

$ Отсек ВСУ. Негерметичная зона. Среда пожароопасная. Оборудована системами сигнализации о пожаре и пожаротушения. 4

Выполнение вышеперечисленных мероприятий повлияет на массовые характеристики криогенного топливного комплекса и на компоновку криобаков.

Учет этих особенностей требует рассмотрения конструктивного исполнения подобных конструкций.

Следовательно, при дальнейшем исследовании при размещении криогенного топливного комплекса на борту самолета необходимо учитывать эти особенности конструктивного выполнения баковых отсеков и топливных трубопроводов.

Третья глава посвящена анализу конструктивного исполнения и оценке массы криогенного топливного комплекса:

• На основе альтернативных вариантов выполнения криобаков произведен выбор конструктивно-силовой схемы бака. При этом рассмотрены преимущества и недостатки баков с внешней и внутренней теплоизоляцией, а также различные теплофизические схемы конструктивного исполнения таких баков.

• Определены массы криогенных баков в зависимости от их геометрических размеров;

• Создан алгоритм оценки массы бортовой части криогенной топливной системы, в зависимости от компоновки криогенных баков на самолете.

При проектировании топливных баков для СПГ основное внимание должно

быть обращено на низкую температуру хранения СПГ и низкую удельную массу СПГ в сравнении с керосином. Эти свойства рассматриваемого вида топлива требуют для его хранения на борту теплоизолированных емкостей, способных выдерживать избыточное внутреннее давление. По названным причинам для размещения криогенного топлива не удается использовать кессон крыла.

Для выявления особенностей конструкции и дальнейшего определения массы криобаков, были рассмотрены уже созданные их варианты. В качестве образцов конструктивного исполнения баков, были выбраны криобаки самолетов Ту-156 (баки №5 и №6), Ту-136 (подвесной бак). Примеры конструктивного исполнения этих баков, показаны на рис. 2-5.

Рис.2. Конструктивное исполнение бака СПГ№6на самолетеТу-156.

Подключение «нешиич Юымунипиий

1111111

Л_ 1.,' И _1 ,1]

ттт

---( ¡1--

й..Д-ДЦ

т—п—I" г у I I—г"-

Люк-ял

Укя хакски

Рис.3. Конструктивное исполнение хвостового бака СПГна самолете Ту-156.

I

<1

?3

ггптт—-

1—I—I—I—I—I—I -г- 1

Т1

А-А

Г»

Б-Б

ТГ I III 11

Рис.4. Схема навески криогенного бака самолета Ту-136.

Полимерные /

оболочка

Рис.5 Пример выполнения люка лаза криобака выполненного из КМ.

С учетом вышеизложенных факторов, предлагается в качестве основных рассматривать следующие вид теплозащиты и конструкцию криобака для самолета на СНГ:

• Конструкция силовой оболочки выполняется из сплава АМг-6м: на внешнюю поверхность бака СПГ методом напыления наносится жесткий криогенный пенопласт ППУ-17Н. На обработанный пенопласт наклеивается стеклоткань и на нее наносится защитное покрытие.

• Подвеска бака выполняется таким образом, чтобы исключались напряжения в силовой оболочке, вызванные температурными деформациями при отеплении и захолаживании криобака.

Анализ конструктивно-силовых решений различных вариантов конструкций рис. 2 - 5, а так же учет работы баков на избыточное давление, позволяют выявить зависимости массы бака от его геометрических параметров и формально представить модель любого из них в виде массива данных, варьируя которыми можно получить криобак произвольной размерности и массы:

где Ц - полная длина бака (или полученное изкомпоновочных ограничений пространство дляразмещения криобака), ¿«о« - длина конической части бака;

-максимальный диаметр бака, О; - диаметр бака в зоне перелома; Рз -минимальный диаметр бака, Я/ -радиуспереднего днища; Л; -радиус заднего днища;

а- предел прочности дляматериаласиловойконструкции бака; р- плотностьматериала силовой конструкции бака. Масса криобака получается суммированием масс основных компонентов конструкции:

Проведя параметризацию элементов конструкции криобака на основе конструктивно -силового анализа аналогичных конструкций и пользуясь

статистическими данными из таблицы 3^ можно записать следующее выражение для расчета массы криобака:

М^К1(К2(Моб+Мд,,+Мк>+К3)+Мт1+М1,!^+(24У+5п); (2)

Где: К1,К2, КЗ - статистические коэффициенты, учитывающие наличие соответсвенно: навески бака, подкрепляющих элементов, люка-лаза;

М„б-масса силовой оболочки из сплава Амг-бм (получается из условия работы криобака на избыточное давление и наличия определенного количества топлива в баке); Мл,-масса сферических днищ;

М„ -масса юбки (рссчитывается при ее наличии и зависит от конструктивного выполнения криобака);

Мт, - масса теплоизоляции (из условия 6ьы=50мм, материал ППУ-ПЩпокрытие двумя слоями стеклоткани);

Мпроч -масса прочих элементов конструкции криобака, таких как антикорозийное покрытие и клей для наклеивания теплоизоляции (прирасчете принимается ЗЮг/м2); п - количество ЭЦН в криобаке; г - средний радиус расходного отсека текущего бакам; В (2) К1-1.05, К2Ч.2, КЗ =56.

При расчете массы оболочки необходимые геометрические размеры получаются из следующих компоновочных условий:

• Количества размещаемого топлива;

• Типа поперечного сечения и количества криобаков;

• Способа установки криобака на самолете.

С учетом изложенного, для облегчения процесса расчета веса криобаков, была разработаналрограмма «Криобак».

Результаты расчета по этой программе и их сравнение с характеристиками реальных конструкций приведены в таблице 7.

Топливная криосистема самолета, использующего в качестве топлива СПГ, предназначена для:

• подачи криотоплива из бака к двигателю;

• слива излишков топлива из ТНА в бак;

• полетного и наземного дренажа;

• слива и заправки СПГ.

Типовая схема криогенной топливной системы (КТС) для 2-х двигательного самолета, использующего СПГ и внешний вид основных агрегатов системы показан на рис. 6.

Рис.б. Схема топливной криосистемы двухдвигательного самолета. Укрупнено, процедуру компоновки криогенной топливной системы можно разбить на следующие основные этапы:

1 этап - выбор количества криобаков;

2 этап - определение мест их расположения на самолете;

3 этап - определение контрольных точек топливных магистралей;

4 этап - формирование топливных магистралей по контрольным точкам. Учитывая компоновочные ограничения, связанные с размещением криогенных баков на самолете, возможно, выявить множество контрольных точек, по которым в дальнейшем будут формироваться топливные трубопроводы (рис. 7).

Рис. 7. Пример определения контрольных точек для регионального самолета с ТВД

Контрольные точки №1.1 - 1.п: данные точки определяются как точки пересечения трубопроводов с днищами криобаков.

Контрольная точка №2.1 - 2.п: рассматриваемая точка определяет место входа криогенных трубопроводов в герметический кожух по борту фюзеляжа.

Контрольные точки №3.1 - З.п: эти точки определяют выход криогенных магистралей в крыло.

Контрольная точка №4.1 - 4.п: эта точка определяется как точка выхода магистралей заправки и наземного дренажа и вход в ПНЗД.

Контрольная точка №5.1 - 5.п: определяет вход магистралей наземного дренажа и заправки в ПЗНД.

Контрольные точки №6.1 - 6.п: точки входа и выхода криогенных магистралей в ТНА.

Контрольные точки №7.1 - 7.п: точки определяющие прохождение магистрали полетного дренажа.

Контрольная точка №8.1: определяет место входа магистрали полетного дренажа в киль самолета.

Контрольная точка №9.1: в этой точке осуществляется вход магистрали полетного дренажа в ДПУ.

Описанная процедура позволяет однозначно определить пути прокладки топливных магистралей и составить алгоритм расчета массы бортовой части КТС (рис.8).

Определение параметров топливной системы (определение составаТС)

■ Определение ■ Параметры

Р"^-—-— топливных баков и «навесных» 1 агрегатов КТС.

| положения РО, ДПУ.ПНЗД

Статистические данные по массе агрегатов КТС

)

где:

Рис.8.Алгоритмрасчета массы бортовой части криосистемы. Формально выявленные зависимости позволяют записать массу бортовой

криосистемы в виде массива данных, варьируя которые можно получить массу

топливной системы для любого:

ЛГ;Л;В;С;£>;£^;и;М;Л/„;МР\М0ГФ\Мт\М3;МЩ\Мэцн ;Мпк;МдПУ\

N количество двигателей; А - длинна нагнетающей магистрали; В - длинна магистрали рециркуляции;

С - длинна магистрали для объединения баков по газовой фазе; D - длинна магистрали полетного дренажа; Е - длинна заправочной магистрали; F-длинна магистрали наземного дренажа; п - количество ЭЦН на один двигатель;

Составляющие массива параметрически связаны между собой:

х (А Мн+ВМр)+СМогф+йМПД+ЕМ3+ГМщ+МЭцнп+(4Ы*МПК> +МДПУ.

При расчете массы КТС самолете использовались статистические данные таб. 8.

На рис. 9 приведена геометрическая схема определения контрольных точек для КТС ближнемагистрального самолета на СПГ с подвесными криобаками.

Рис.9

Таблица 8.

Трубопровод мм Масса погонного метра с крепежом. Кг

Питания двигателя 60/110 1,09

Циркуляции 25/65 0.38

Заправки: от штуцера до разветвления трубопровода от разветвления до бака

70/120 1,152

40/90 0,72

Магистраль дренажа 40/85 0.683

Магистраль слива 40/80 0,62

Магистраль перекачки 25/55 0,326

ЭЦН 15

Электроприводной кран 6

Стыковочный узел (бортовая часть) 70 13

Четвертая глава посвящена анализу компоновки КТК на модифицируемых магистральных самолетах с учетом ограничений продиктованных требованиями безопасности, и с условием получения приемлемой топливной экономичности, так как в качестве АНЗ и с целью разгрузки крыла на борту самолета остается часть керосина.

Рассмотрение особенностей компоновки КТК на самолете производилось на самолетах следующих классов:

• Региональный с ТВД ТВ7- И 7С;

• Ближнемагистральный с ТРДД Д-436Т1;

• Среднемагистральный с ТРДД ПС-90А.

Результаты компоновки КТК на борту перечисленных самолетов-прототипов представлены на рис. 10-12.

Рис. 12.

При модификации самолета путем установки криобаков в верхней части фюзеляжа ЛТХ модифицированных самолетов сохранились, то есть остались неизменными - показатель топливной экономичности и дальность полета с максимальной целевой нагрузкой (таб. 10).

Таблица 10.

В пятой главе работы на основе проведенных в предыдущих главах исследованиях показано, что размещение СПГ на борту вновь проектируемого самолета с учетом особенностей размещения этого вида топлива, позволяет получить технические характеристики самолета на уровне своих «керосиновых» аналогов. Подобное соответствие технических характеристик возможно при разрешении следующих технических противоречий (таб. 11).

Таблица 11

Техническое противоречие (ограничение) Способ разрешения Примечания

Отсутствие разгрузки крыла при использовании накладные или встроеных криобаков Использование подвесных криобаков в сочетании с верхнерасположенным крылом, либо использование «керосинового» АНЗ для разгрузки крыта Использование «керосинового» АНЗ требует наличие на самолете 2-х топливнык систем, что затрудняет обслуживание самолета

Соблюдение требований по НРМД Использование компоновок с задним или передним расположением маршевого двигателя

Увеличение площади миделя самолета при установке криобаков. Интегрирование мотогодолы и криобака в единый агрегат. Существуют определенные трудности при компоновке ДТРД и криобака, связанные с устройством воздухозаборника

С учетом особенностей размещения СПГ на борту самолета была произведена компоновка самолета использующего СПГ в качестве топлива (рис.13), по ТТТ, аналогичным требованиям к БМС. Как видно из графиков «нагрузка-дальность» БМС-XXX с ТРДД, спроектированный с учетом особенностей размещения криотоплива на борту, полностью соответствует самолету прототипу по своим ЛТХ, а по параметру топливной эффективности - дт (19,74 против 21,95), даже превосходит его на 11,1%.

Рис. 13.

Другим примером решения проблемы связанной с компоновкой СПГ на самолете, является использование так называемой дупланной компоновки

На рис. 14, показан общий вид регионального грузового самолета с ТРДЦ

выполненный по дупланной компоновке.

Рис. 14.

Примененное здесь техническое решение, связанное с объединением в единый агрегат мотогондолы и криобака позволило:

• Снизить площадь миделя компоновки;

• Облегчить доступ к криобакам при обслуживании;

• Разгрузить основное крыло в полете.

Оценка эффективности компоновочных мероприятий по размещению криогенного топлива на борту самолета была произведена на примере ближнемагистрального самолета с ТРДЦ. Для этого в работе использовался критерий формы самолета (таб. 12), выражаемый следующим соотношением:

Таблица 12.

БМСсТРДД ВМС с ТРДД на СПГ БМС-ХХХ с ТРДД

V 142,1 142,1 167,74

ЗоыирЛ V 53,35 - -

кп юн мг 88,75 - -

м' 100,36 100,36

м1 308,7 356,43 367,9

^ ■ 92,038 78,2

м> - 17,32 37,98

м' 58,2 58,2 58,2

г 60936 766 45 710 02

Ус (суммарный объем самолета) 325,56 356,32 397,34

В том числе'

Фюзеляж с зализом 271,99 268,35 318,46

Керосиновые баки 8,07 . -

Свободный объем крыла 10,92 18,99 22,22

Оперение 12,59 12,59 12,59

Мотогондолы с пилоном 15,07 15,07 15,07

БакиСПГ . 17,4 18,6

Обтекатель криобаков - 13,6 10,4

1)ф (критерий формы) 1,874 1,93 1,784

В шестой главе работы на основе предыдущих исследований дана оценка влияния использования СП Г на взлетную массу самолета. Приращение взлетной массы у модификаций на СПГ, вызвано установкой на самолете КТК, а также, помимо дополнительного усиления крыла и узлов его крепления, дополнительным усилением конструкции фюзеляжа.

В таблицах 13-14 приведены результаты массовых расчетов.

Таблица 13*

Региональный на СПГ сТВД ВМС на СПГ с ТРДД СМС на СПГ с ТРДД

керосин СПГ керосин СПГ керосин СПГ

т0 кг 21000 22763 47900 50792 103000 108290

тпкон кг 6570 6948 13425 14639 29976 31636

тСу кг 3450 3450 6850 6850 12360 12360

Иов чпр кг 3300 3300 8200 8200 15269 15269

т„ кг 1300 (766/534) 1358 (746/612) 6950 (5227/1723) 7020 (5020/2000) 19500 (16193/3307) 19721 (15906/3815)

т„, кг 6000 6000 12000 12000 25200 25200

та кг 380 380 475 475 695 695

тюк кг - 1327 - 1608 - 3409

* - данные приведены для полета с максимальной коммерческой нагрузкой.

Таблица 14

Региональный на СПГ сТВД ВМС на СПГ с ТРДД СМС на СПГ с ТРДД

керосин СПГ керосин СПГ керосин СПГ

Шо 21000 22690 47900 50792 103000 108290

шкс. 0,31 0,305 0,28 0,288 0,291 0,292

Шсу 0,164 0,152 0,143 0,135 0,12 0,114

1Яо6 щр 0,157 0,145 0,171 0,161 0,148 0,141

"1т рас* 0,062 0,06 0,145 0,138 0,189 0,182

Мтмакс 0,309 0,247 0,202 0,169 0,243 0,201

тч„ 0,285 0,263 0,25 0,236 0,245 0,232

Иа 0,018 0,017 0,0099 0,0093 0,0067 0,0064

1>КТК - 0,058 - 0,032 - 0,031

* - при условии выполнения одинаковой транспортной задачи.

Полученные таким образом относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления, а также криогенного топливного комплекса могут быть использованы при проектировании самолетов на СПГ.

Проведенное иссследование позволяет на диаграмме приведенной на рис. 15 показать область существования магистральных самолетов, использующих в качестветоплива СПГ.

6000 и км

Рис. 15. Влияние использования СПГ на взлетную массу самолета.

Выводы

1. Предложенный метод оценки конструкции криобака, основанный на решении «прямой» задачи проектирования, в зависимости от его геометрических размеров, показал хорошую согласуемость с результатами реально существующих конструкций. Относительная погрешность расчетов не превышает 10%, что позволяет использовать его при проведении проектных работ по созданию самолетов использующих СПГ в качестве топлива.

2. Разработанная и формализованная модель криогенной топливной системы самолета, позволила создать алгоритм определения массовых характеристик криогенного комплекса самолета на СПГ и упростить процедуру определения массы бортовой части криогенной топливной системы, а использование приведенного алгоритма в СГМ позволяет повысить точность расчетов КТК.

3. Показано, что модификация существующих «керосиновых» самолетов под использование СПГ, приведет к увеличению их взлетной массы на 5-9%% и соответственно к увеличения на 1,5-2,5%% при сохранении показателя топливной эффективности - qт без изменения, что является вполне приемлемой «платой» за использование более дешевого и экологически чистого топлива.

4. Возрастание массы самолета при его модификации под СПГ можно оценить с использованием полученных в работе относительных масс: конструкции, СУ, оборудования, целевой нагрузки и снаряжения.

5. В тоже время, выявлено, что изначальное проектирование самолетов с учетом свойств нового топлива может улучшить их массовые характеристики на 1-1,5%%, а показатель топливной эффективности - ят до 12% по отношению к аналогам на традиционном топливе.

Таким образом, в данной диссертационной работе разработано нучно-методическое обеспечение, включающее методики, алгоритмы и программные модули необходимые при формировании облика магистрального самолета, использующего сжиженный природный газ в качестве топлива.

Основные положения диссертации опубликованы в работах:

1. Байков А.А. Предпосылки перехода авиации на альтернативные виды топлива. Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Авторефераты докладов участников. Москва, ОАО «ОКБ Сухого», 2002г.-С. 14-20.

2. Байков А.А. Влияние размещения СПГ на облик и ЛТХ магистральных самолетов при их модификации. Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Авторефераты докладов участников. Москва, ОАО «ОКБ Сухого», 2002г.-С. 21-27.

Байков А.А. Особенности определения массы криобака. Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Авторефераты докладов участников. Москва, ОАО «ОКБ Сухого», 2002г.-С. 28-34. Байков А.А. Формирование облика магистрального самолета с учетом особенностей размещения криотоплива. Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Авторефераты докладов участников. Москва, ОАО «ОКБ Сухого», 2002г.-С. 35-39.

5. Байков А.А. Перспективы развития криогенной авиации. Проблемы создания перспективной авиационной техники. Сборник статей научно-исследовательских, проектно-конструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров, Москва, МАИ, 2003.-С. 32-34.

6. Байков А.А. Пухов А.А. Применение криогенного топлива в гражданской авиации. Тезисы докладов молодежной научной конференции XXX Гагаринские чтения. Москва, МАТИ-РГТУ им. К.Э. Циолковского, 2004г,-С. 130.-24-

3.

4.

$2 69 3 8

Список используемых условных обозначений и сокращений. 4 Введение. Предпосылки перехода авиации на альтернативные виды топлива, пути решения проблемы.

Глава 1 Основные тенденции развития авиации на СПГ, описание процесса компоновки МС на СПГ, 16 постановка задачи исследования.

1.1 Основные тенденции развития авиации на СПГ, описание процесса компоновки МС на СПГ.

1.2 Постановка задачи исследования.

Глава 2. Обеспечение пожаровзрывобезопасности самолета, использующего криотопливо.

2.1 Требования к пожароопасным зонам самолета.

2.2 Классификация отсеков и зон самолета, использующего

СПГ и мероприятия по обеспечению пожаровзрывобезопасности.

2.3 Обеспечение пожаровзрывобезопасности самолета использующего в качестве топлива СПГ.

2.4 Система газового контроля.

2.5 Система пожаротушения.

Глава 3. Криогенные топливные баки и киогенная топливная система.

3.1 Требования предъявляемые к конструкции криобака.

3.2 Особенности конструкции криобака, вызванные его тепловым состоянием. 3.3 Описание различных вариантов конструктивного исполнения криобаков.

3.4. Материалы конструкции криобака.

3.5. Оценка массы конструкции криобака. 71 3.6 Определение массы криогенной топливной системы

КТС).

Глава 4. Оценка влияния использования криогенного топлива на характеристики модифицируемых самолетов-прототипов. Особенности компоновки криобаков на магистральных самолетах. 4.1 Выбор критерия оценки влияния использования криотоплива на самолетах прототипах и описание методики расчетов их ЛТХ. 4.2 Анализ влияния на характеристику «груз-дальность», размещения криогенных баков на самолетах прототипах. 4.3. Анализ влияния размещения криобаков на ЛТХ самолетов прототипов.

Глава 5. Формирование облика магистрального самолета с учетом особенностей размещения криотоплива.

Глава 6. Оценка влияния использования криотоплива на относительные массы агрегатов самолета. Выводы.

Современная экономическая ситуация в мире характеризуется истощением запасов ископаемого сырья, ухудшением экологической обстановки. Анализ перспектив развития экономики, выполненный многими исследователями мира, свидетельствует о том, что дальнейшая борьба за контроль над природными ресурсами приведет к дальнейшему обострению отношений между добывающими сырье странами и промышленными странами с развитой перерабатывающей промышленностью (рис 0.1-0.2).

В связи с ужесточающейся конкуренцией между потребителями углеводородного топлива, авиастроителям приходится искать замену той небольшой доли нефти, которая идет на производство авиатоплива. Решение этой проблемы возможно путем использования в авиации альтернативных видов топлива, таких как жидкий водород (ЖВ) или сжиженный природный газ (СПГ), являющихся криогенными жидкостями (рис. 0.3).

Дешевизна природного газа по сравнению с авиакеросином и тем более с ЖВ, а с учетом экологических аспектов не только применения, но и производства, делает СПГ наиболее привлекательным для внедрения в авиастроение в качестве топлива.

Кроме того, большая объемная теплота сгорания природного газа по сравнению с ЖВ облегчает размещение газовых топливных баков на самолете. Более высокая криогенная температура СПГ упрощает задачу тепловой защиты и позволяет накопить необходимый опыт для последующего применения водорода и созданию авиационной инфраструктуры, то есть реализуется путь «от простого к сложному». Использование криогенных топлив позволит снизить уровень вредных прогноз 1 >прогноз 2 м о

08 3"

3 ю о 4 о S

1975

1985

1995

2005

2015

2025

2035

Мировые запасы нефти.

Саудовская Аравия С

СНГ С

1-1

США С

Иран 1 1

Ирак и — Щ—|■ I

Венесуэла ' ■-■■.■ I Кувейт ■—■ ~1— ОАЭ I Ш | — - I

Китай Г

Мексика | Щ Щ Ш \

Ливия | ! I

Нигерия | ■ I 1

Великобритания I И I ~ '1

Канада п " I

Норвегия ИД I 1 О

50

100

150 оставииеся израсходованные

200 250

Гигабаррелей

300

Т) к о О и) о

Области применения криогенных топлив

Авиация выбросов самолета, снизить стоимость авиаперевозок, увеличить объемы грузоперевозок за счет устранения дефицита авиатоплива.

Однако, внедрение в авиастроение новых видов топлива требует решения целого ряда научно-технических проблем, основными из которых являются:

• обеспечение пожаровзрывобезопасности самолета и наземных объектов;

• размещение нового вида топлива на борту самолета;

• оценка влияния нового топлива на облик и летно-технические характеристики самолета;

• создание наземной инфраструктуры для хранения и заправки новым топливом.

Анализ известных проектно-конструкторских решений показал, что одним из факторов, позволяющих создать магистральный самолет на новом виде топлива, является конкретное решение задачи по формированию облика самолета на газовом топливе и выбор рациональной компоновки топливных баков и топливного комплекса на борту самолета.

Предпосылками для решения этой задачи является опыт разработки экспериментальных самолетов на водородном топливе и метане, а также научно-методическая база. Ее анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования конструкции, оборудования и эксплуатации самолетов рассмотрены в работах С.М.Егера, М.Ю.Куприкова, О.С.Самойловича, В.В.Мальчевского, В.А.Киселева, В.З.Максимовича, А.Н.Арепьева, Х.Хаберланда (Германия), Э. Торенбика (Голландия) и ряда других отечественных и зарубежных авторов, ученых ЦАГИ и других авиационных НИИ и ОКБ.

В работах М.Ю. Куприкова проведён анализ влияния инфраструктурных ограничений на размерность и компоновку МС. В работах В.В. Мальчевского предложен матрично-топологический метод синтеза схемы и компоновки самолёта. Работы А. Н. Арепьева посвящены вопросам выбора параметров и вариантов компоновок магистральных самолётов.

На основании анализа приведенных работ, можно сделать вывод, что в современных исследованиях по проектированию самолета недостаточно внимания уделялось вопросам, связанным с использованием криогенных топлив, хотя вследствие дальнейшего истощения запасов углеводородного топлива, это является актуальной проблемой.

Целью диссертационной работы является создание методического обеспечения для проведения структурно-параметрического анализа вариантов компоновки криогенного топливного комплекса (КТК) на борту магистрального самолета. Это обеспечит повышение качества проектно-конструкторских работ по созданию магистральных самолетов на криогенном топливе на этапе предварительного проектирования, снижение материальных и временных затрат за счет использования современных методов математического моделирования и средств машинной графики при определении параметров криогенного топливного комплекса в составе магистрального самолета.

Достижение поставленной цели диссертационной работы осуществлено на основе решений следующих задач:

• выявления места и состава задач компоновки криогенных баков и криогенного топливного комплекса в рамках формирования облика самолета;

• разработки метода определения массы криогенного топливного бака;

• разработки метода и процедур компоновки криогенного комплекса при проектировании новых и модификации существующих магистральных самолетов;

• проведения проектных исследований по выявлению рациональных значений параметров внутренней компоновки криогенного комплекса на борту самолета;

• определения относительных масс агрегатов самолета на СПГ.

Предметом исследования является процесс компоновки криогенного топливного комплекса на борту магистрального самолета. Декомпозиция задач, разработка моделей и алгоритмов базируются на принципах системного подхода. Выявление рациональных конструктивно-компоновочных решений осуществлено на основе моделирования с помощью формально-эвристических процедур.

Научная новизна диссертации заключается в разработке комплекса формально-эвристических методов, моделей, алгоритмов и процедур решения задачи формирования облика магистрального самолета на криогенном топливе, исходя из компоновочных ограничений при размещении КТК на борту магистрального самолета.

В ходе работы были получены следующие новые результаты:

• выявлены специфические задачи компоновки КТК на борту самолета при его модификации;

• разработана математическая модель криогенного бака пригодная оценки его массы на этапе предварительного проектирования;

• разработан основанный на формально-эвристическом моделировании метод определения массы бортовой части КТК магистрального самолета;

• разработаны процедуры компоновки КТК на борту магистрального самолета;

• определены области существования магистральных самолетов на криогенном топливе;

Практическая ценность диссертационной работы заключается в том, что на базе разработанной математической модели криогенного топливного бака создана программа «Криобак» для определения массы криогенного топливного бака, которая может быть использована в НИИ и ОКБ авиационной промышленности при разработке перспективных образцов авиационной техники, о чем свидетельствуют материалы о внедрении результатов исследования.

Достоверность полученных результатов обеспечивается тестированием программного комплекса при расчете реальных конструкций криогенных баков, и сопоставления их с результатами расчетов. Отклонение характеристик физических и математических моделей не превышает 5%.

Результаты работы внедрены в:

ОАО Туполев;

Кафедре 101 «Проектирование конструкции самолетов» МАИ;

Кафедре «Автоматизированного проектирования ЛА» РГТУ МАТИ; что подтверждается соответствующими актами о внедрении.

Апробация работы. Основные результаты работы были доложены и обсуждены на ряде научно-технических конференций и в организациях.

Год Организация Наименование конференции, семинара и т.д.

2002 ОАО «Сухого» Первая научно-практическая конференция молодых ученых и специалистов: «Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности».

2003 Московский авиационный институт Международная конференция и выставка: «Авиация и космонавтика - 2003».

2004 Московский авиационный технологический институт XXX Гагаринские чтения.

Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в научных статьях, а также содержится в тезисах докладов на научно-технических конференциях.

Помимо этого с использованием результатов диссертационной работы, приведенных в главах 2-5, проведен ряд работ связанных с компоновкой КТК и определению его параметров в рамках работ по криогенной тематике, проводимых в ОАО «Туполев».

Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, выводов, заключения и библиографического списка. Объем работы составляет 157 страниц, включая 50 рисунков и 26 таблиц. Список литературы содержит 116 наименований.

Выводы.

1. Предложенный метод оценки конструкции криобака, основанный на решении «прямой» задачи проектирования, в зависимости от его геометрических размеров, показал хорошую согласуемость с результатами реально существующих конструкций. Относительная погрешность расчетов не превышает 5%, что позволяет использовать его при проведении проектных работ по созданию самолетов использующих СПГ в качестве топлива.

2. Разработанная и формализованная модель криогенной топливной системы самолета, позволила создать алгоритм определения массовых характеристик криогенного комплекса самолета на СПГ и упростить процедуру определения массы бортовой части криогенной топливной системы, а использование приведенного алгоритма в СГМ позволяет повысить точность расчетов КТК.

3. Полученные в работе значения относительных масс агрегатов самолета, позволяют оценить возрастание массы самолета при его модификации под СПГ.

4. Показано, что модификация существующих «керосиновых» самолетов под использование СПГ, приведет к увеличению их взлетной массы на 5-9% и соответственно к увеличения Узп на 1,5-2,5% при сохранении показателя топливной эффективности - qт без изменения, что является вполне приемлемой «платой» за использование более дешевого и экологически чистого топлива.

5. В тоже время, выявлено, что изначальное проектирование самолетов с учетом свойств нового топлива может улучшить показатель топливной эффективности - до 12% по отношению к аналогам на традиционном топливе.

Таким образом, в данной диссертационной работе разработано методическое обеспечение для проведения структурно-параметрического анализа вариантов компоновки криогенного топливного комплекса на борту магистрального самолета, включающее алгоритмы и программные модули необходимые при формировании облика магистрального самолета, использующего сжиженный природный газ в качестве топлива.

1. Андреев В.А., Малышев В.В. Первые в мире самолеты на криогенном топливе// Труды конференции «Проблемы применения криогенного топлива». М., 1994.

2. Авиационные правила. Часть 25.Лётно-исследовательский институт им. M. М. Громова, 1994.

3. Анцелиович JI.JI. Надежность, безопасность и живучесть. М.: Машиностроение, 1985. 232 с.

4. Арепьев А.Н., Громов М.С., Шапкин B.C. Введение в теорию эксплуатационной живучести авиаконструкций: Учебное пособие. -М.: МГТУГА, 2000.

5. Арепьев А.Н. Концептуальное проектирование магистральных пассажирских самолётов. Компоновка и лётные характеристики: Учебное пособие. М.: МАИ, 1999. 88 с.

6. Арепьев А.Н. Концептуальное проектирование магистральных пассажирских самолётов. Выбор схемы и параметров: Учебное пособие. М.: МАИ, 1996. 96 с.

7. Арепьев А.Н., Богачева C.B., Калганов А.Ф., Куприков М.Ю., Максимович В.З., Галин Л.Я. Автоматизация проектирования самолета. Учебное пособие к лабораторным работам. М.: МАИ, 1996.-72 с.

8. Аржаников Н.С., Садекова Г.С. Аэродинамика летательных аппаратов. М.: Высшая школа, 1983. 359 с.

9. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для вузов по специальности «Самолетостроение»/ Г.А.Колесников, В.К.Марков, А.А.Михайлюк и др., Под ред. Г.А.Колесникова. М. Машиностроение, 1993. 544 с.

10. Аэромеханика самолета: Динамика полета. Под ред. А.Ф.Бочкарева и В.В.Андриевского. М.: Машиностроение, 1985. 360 с.

11. Бадягин A.A. О работе над кандидатской диссертацией по техническим наукам: Методическая разработка. М.: МАИ, 1983. -23 с.

12. Байков A.A. Особенности определения массы криобака. Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Сборник докладов участников. Москва, ОАО «ОКБ Сухого», 2002г.-С. 28-34.

13. Байков A.A. Формирование облика магистрального самолета с учетом особенностей размещения криотоплива. Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Сборник докладов участников. Москва, ОАО «ОКБ Сухого», 2002г.-С. 35-39.

14. Байков A.A., Пухов A.A. Применение криогенного топлива в гражданской авиации. XXX Гагаринские чтения. Международная молодежная научная конференция. Тезисы докладов участников конференции. Москва. МАТИ. 2004г. С. 130.

15. Байков A.A. «Влияние геометрических параметров зоны НРМД на компоновку КТК магистрального самолета»// Прикладная геометрия. Научный журнал./ Москва.: МАИ, 2005. - №15 вып. 7. -№ гос. регистрации 019164.

16. Бирюк В.И., Липин Е.К., Фролов В.М. Методы проектирования конструкций. М.: Машиностроение, 1977. 324 с.

17. Брусов B.C., Баранов С.К. Оптимальное проектирование летательных аппаратов: Многоцелевой подход. М.: Машиностроение, 1989.-232 с.

18. Беляев В.В. «Пассажирские самолеты мира» М.: АСПОЛ, Аргус, 1997.

19. Борисов В.Д., Климов В.Т., Малышев В.В. Отработка технологии применения криогенного топлива на самолете Ту-155// Труды всесоюзной конференции, 1990.

20. Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. «Справочник по математике» Москва, «Наука», 1986г.

21. Выгодский М.Я. «Справочник по элементарной математике» 1963г.

22. Васильев Ю.Н. Моторное топливо будущего. Газовая промышленность, № 1, 1995, с. 30.

23. Вопросы проектирования самолётов. Под редакцией С.М. Егера. Тематический сборник научных трудов института, выпуск 394. М.: МАИ, 1977.

24. Геминтерн В.И., Штильман М.С. Оптимизация в задачах проектирования. М.: Знание, 1982.

25. Геминтерн В.И., Каган Б.М., Методы оптимального проектирования. М.: Энергия, 1980. 160 с.

26. Горощенко Б.Т. , Дьяченко A.A., Фадеев H.H. Эскизное проектирование самолета. М.: Машиностроение, 1970. 332 с.

27. Гребеньков O.A. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1984.-240 с.

28. Давыдов Ю.В., Залыгарев В.А. Геометрия крыла: Методы и алгоритмы проектирования несущих поверхностей. М.: Машиностроение, 1987.- 136 с.

29. Деменченок В.П., Пажи Д.Г. и др. Применение сжиженного природного газа (метана) и сжиженного углеводородного газа (пропана) в авиации: Прогнозная оценка и предварительные технико-экономические показатели. Техотчет ЦИАМ, ЦАГИ, ВНИИГаз, 1978.

30. Дальний магистральный пассажирский самолет Ил-96-300. ОКБ им. C.B. Ильюшина 1990г.

31. Егер С.М., Лисейцев Н.К., Мишин В.Ф. и др. «Проектирование самолетов». М. Машиностроение, 1983.

32. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1995.

33. Кини Р.Л., Райфа X. Принятие решений при многих критериях: предпочтения и замещения. М.: Радио и связь, 1981.

34. Киселёв В.А. Проектировочный расчёт веса и прочности фюзеляжей пассажирских самолётов / Труды ЦАГИ. 1970, вып. 1263.

35. Киселёв В.А. Вопросы компоновки пассажирских самолётов. Пособие к дипломному проектированию. Москва, МАИ, 1977.

36. Климов В.Т. Системы обеспечения безопасности на установках, использующих СПГ.//Проблемы безопасности полетов, №4,1990, М.:ВИНИТИ.

37. Кожевников Ю.В. Статическая оптимизация летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1978. 173 с.

38. Кузьмин В.Ф. Обеспечение требований к аэродинамическим обводам самолёта в авиационном производстве. М.: Машиностроение, 2002.

39. Куприков М.Ю. Выявление влияния ограничений по базированию на методику автоматизированной компоновки самолета. Москва, МАИ, каф. 101. Отчет о НИР 68160-01101. 1995. 165с.

40. Краткий справочник по российским и украинским самолетам и вертолетам. ЦАГИ 1995г. Выпуск 2.

41. Лисейцев Н.К. Развитие теории и методов проектирования самолетов на базе новых информационных технологий. Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук. М.: МАИ, 1992. 325 с.

42. Лисейцев Н.К., Самойлович О.С., Вопросы машинного проектирования и конструирования. М.: МАИ, 1977. 84 с.

43. Львов В.П. Автоматизированные системы анализа и оценки вариантов компоновочных схем самолетов. -М.: МАИ, 1982. 54 с.

44. Малышев В.В. Основные принципы создания самолетных криогенных силовых установок// Труды конференции «Проблемы применения криогенного топлива». М., 1994.

45. Математика и САПР: В 2-х кн. Кн. 1. Пер. с франц./ Шенен П., Коснар М.,Гардан И. И др. М.: Мир, 1988. 204 с.

46. Малинина Н.Л. процесс проектирования самолёта как объект математического моделирования. Тематический сборник научных трудов института. М.: МАИ, 1981. 84 с.

47. Малышев В.В. Методы оптимизации сложных систем. М.: МАИ, 1981.

48. Мальчевский В.В. Автоматизация процесса компоновки самолета: Учебное пособие для ФПК. М.: МАИ, 1987. 54 с.

49. Мальчевский В.В. Матрично-топологческий метод синтеза схемы и компоновки самолета. Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук. М.: МАИ, 1996. 433 е., ДСП

50. Мальчевский В.В. Формализация основных компонентов процесса автоматизированной компоновки летательного аппарата // Труды МАИ, Вып. 394. М.: МАИ, 1977. с. 30-36.

51. Мальчевский В.В. Процедура центровки и итерационного уменьшения размерности самолета при его автоматизированной компоновке // Методы исследований при разработке проектов современных самолетов. Тем сб. науч. Тр. М.:МАИ, 1986. с.9 - 17.

52. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет: Справочник. М.: Машиностроение, 1990.- 144с.

53. Миеле А. «Механика полета». Т.1-М.: Наука, 1965.

54. Михеев М.А., Михеева И.М. Основы теплопередачи. М.: Энергия, 1977.

55. Николаев Л.Ф. Основы аэродинамики и динамики полёта транспортных самолётов. М.: Транспорт, 1997.

56. Норенков И.П. Введение в автоматизированное проектирование технических устройств и систем. М.: Высшая школа, 1980. 311 с.

57. Орлов В.Н. Опыт работы газотурбинных двигателей разработки СГНПП "Труд" на альтернативных топливах. Авиадвигатель, 1992.

58. Пирский М.М. Особенности криогенных двигателей: Диссертация АО СНТК им. Н.Д.Кузнецова, 1991.

59. Повейко. «Катастрофа». -М. «Недра». 1990.

60. Пассажирский самолет Ту-204 для магистральных линий средней дальности. Эскизный проект АНТК им. А.Н. Туполева. Москва.

61. Пассажирский самолет местных воздушных линий Ил-114. ОКБ им. C.B. Ильюшина 1987г.

62. Пермское научно-производственное объединение «Авиадвигатель». Двигатель ПС-90А. Расчетная оценка кинетической энергии фрагментов дисков компрессора и турбины. Техническая справка №24886.

63. Пермское научно-производственное объединение «Авиадвигатель». Двигатель ПС-90А. Дополнительные материалы по анализу последствий сертификационного обрыва надполочной части лопатки вентилятора двигателя ПС-90А. Техническая справка №24360.

64. Прочность материалов и конструкций при криогенных температурах/Под ред. Красовского.- Киев: Наукова думка, 1988.

65. Розловский А.И. Основы техники взрывобезопасности при работе с горючими газами и парами. М.: Химия, 1980.

66. Российская современная авиация. Иллюстрированный справочник. Москва 2001.

67. Самойлович О.С. «Формирование области существования самолета в пространстве проектных параметров».

68. Стаскевич Н.П., Вигдорчик Д.Я. Справочник по сжиженным углеводородным газам. Л.:Недра,1986.

69. Системы оборудования летательных аппаратов. / Под ред. А.М.Матвеенко и В.И.Бекасова, М.: Машиностроение, 1986. 368 с.

70. Слейгл Дж. Искусственный интеллект. Подход на основе эвристического программирования. М.: Мир, 1973.

71. Смирнов H.H., Чинючин Ю.М. Эксплуатационная технологичность летательных аппаратов: Учебное пособие для вузов. М.: Транспорт, 1994. 256 с.

72. Стригунов В.М. Расчет на прочность фюзеляжей и герметических кабин самолетов. М.: Машиностроение, 1974. 288 с.

73. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение, 1984.- 376 с.

74. Справочник ВИАМ «Авиационные материалы», часть 1, том 4, стр. 92.

75. Сборник научных трудов «Механические свойства конструкционных материалов при низких температурах» стр. 119.

76. Справочник «Конструкционные материалы» Москва, «Машиностроение», 1990.

77. Справочник «Материалы» выпущено отделом «Стандартизации» АНТКим. А.Н.Туполева 1983г.

78. Теплова З.И., Сафина Л.Р., Дубовкин Н.Ф. Физико-химические и эксплуатационные свойства метана. Научно-технический отчет ЦИАМ №10600, 1986.

79. Тарасова С.С. Теория вероятности в задачах авиационной техники: Учебное пособие. М.: МАИ, 1984. 70 с.

80. Техническая информация ЦАГИ за 1970-2002 года.

81. Теория и практика проектирования пассажирских самолётов. Под редакцией Новожилова Г.В. М.: Наука, 1972.

82. Технология самолетостроения. / Под общ. ред. A.JI. Абибова М.: Машиностроение, 1970.- 599 с.

83. Тихомиров В.И. Организация, планирование и управление производством. М.: Машиностроение, 1985. 548 с.

84. Техническая справка «Оценка необходимости создания самолета Ту-130 с двигателями на сжиженном природном газе и дальностью полета 2000 км при коммерческой нагрузке 4,0т.» АНТК им. А.Н.Туполева, Сентябрь 1995г.

85. Технический отчет К-05-85-2 «Оценка уровня взрывопожаробезопасности экспериментального топлива» АНТК им. А.Н.Туполева. 1985.

86. Технический отчет ЖГП-007-92 «Анализ защищенности конструкции самолета Ту-204 и его систем от нелокализованных обломков дисков (НОД) двигателя ПС-90А».

87. Техническая справка №ЦП-001-2000 «Конструктивные мероприятия, выполненные на самолете Ту-214, по минимизации опасности, вызываемой нелокализованным разрушением роторов двигателей ПС-90А».

88. Технический отчет К-05-86-3 «Обоснование выбора комплекса средств обеспечения взрывопожаробезопасности объекта «ХВ»» АНТК им. А.Н.Туполева. 1986.

89. Технический отчет К-05-86-5 «Перечень материалов применяемых в отсеке ЭТК и МГ изд. «ХВ»» АНТК им. А.Н.Туполева. 1986.

90. Технический отчет К-05-86-13 «Анализ материалов по обеспечению безопасности при применении СПГ.» АНТК им. А.Н.Туполева. 1986.

91. Технический отчет НЛГС-92-4 «Технические требования по обеспечению взрывопожаробезопасности самолета Ту-156» АНТК им. А.Н.Туполева. 1992.

92. Тимошенко С.П. «Сопротивление материалов», издательство «Наука», Москва 1965г.

93. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов: Пер. с англ.-М.: Машиностроение, 1983. 648 с.

94. Труды 9-го конгресса по применению сжиженного природного газа («-160Celcium»). Франция. Ницца, 1989.

95. ЮО.Хорафас Д., Легг С. Конструкторские базы данных. М.: Машиностроение, 1990. 224 с.

96. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. Т. 1,2. М.: Машиностроение, 1977. 208 с.

97. Шкадов Л.М. Машинное проектирование летательных аппаратов. ВИНИТИ, 1976.

98. ЮЗ.Шкадов Л.М. , Андронов А.С., Лазарев В.В., и др. Основные принципы построения системы проектирования самолета с использованием ЭВМ. Труды ЦАГИ, вып.2021.- М.: ЦАГИД979.

99. Эскизный проект Ту-156. АНТК им. А.Н.Туполева 1994.

100. Эскизный проект Ту-136 АНТК им. А.Н.Туполева. 1997.

101. Экспресс-информация. Авиастроение. ВИНИТИ, 1979. С.1-4.

102. Циркуляр №Ц-АП25-903(d)( 1) АП23-903(b)( 1).

103. Jane's Aircraft , 1993-2002.

104. Jane's Airport Equiipment.

105. ECSC-EEC-EAEC, Brussel-Luxembourg, 1995.

106. Roskam J.; Airplane Desing, l-8Bahnd, 1980-1990, Kanzas.

107. Torenbeek E.; Synthesis of Subsonic Airplane Design. Delft Université Press; 1982.

108. Haberland C., Domke B. Betrachtung der infrastructurellen Problembereiche beim Einsatz eines UHCA's. Institut für Luft- und Raumfahrt der Technischen Universität Berlin. 1993/94.

109. Haberland C., Kranz O., Shafer C., Stoer R.: Aspecte der konfigurationoptimierung im rechnerunterstutzten konzeptenwurf von Verkehrsflugzeugen. Jahrburch der DGLR 1989 I, Hamburg, paper №. DGLR 89-191.

110. Haberland C., Fenske W., Kranz O., Stoer R.: Computer-aided conceptual aircraft configuration development by an integrated optimization approach. ICAS-proceedings 1990, Stockholm paper №ICAS-90-2.6R.