автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Выбор параметров легких транспортных вертолетов с учетом природно-климатических условий эксплуатации

На правах рукописи

УДК 629.735.45.001.2

ВАГЕФИНЕЖАД Шахрам ^^ ^

* 7 ДПР 2ХС

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ЛЕГКИХ ТРАНСПОРТНЫХ ВЕРТОЛЕТОВ С УЧЕТОМ ПРИРОДНО-КЛИМАТИЧЕСКИХ УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Специальность 05.07.02 "Проектирование и конструкция летательных аппаратов'

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва, 2000 г.

Работа выполнена в

Московском государственном авиационном институте (техническом университете)

Научный руководитель

доктор технических наук, профессор БОГДАНОВ Ю. С.

Официальные оппоненты:

доктор технических наук АНИКИН В.А.

кандидат технических наук, доцент ЖУРАВЛЕВ В.Н. Ведущая организация:

Всероссийский институт применения авиации в народном хозяйстве, г. Краснодар.

Защита состоится "_" _ 2000 г. в_часов на заседании диссертационного совета Д.053.18.03 в Московском государственном авиационном институте по адресу: 125871, Москва, Волоколамское шоссе, д. 4, Главный административный корпус, зал заседаний Ученого совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского государственного авиационного института.

Ваш отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью организации, просим направлять по указанному адресу.

Автореферат разослан "_

2000г.

Ученый секретарь совета Д.053.18.03 кандидат технических наук, доцент

Комаров Ю.Ю.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы исследования обусловлена несоответствием структуры и состава парка гражданских вертолетов Ирана потребностям воздушных перевозок. Большинство транспортных вертолетов, входящих в состав вертолетного парка Ирана, не приспособлены для работы в природно-климатических условиях этой страны, отличающихся значительной высотой расположения населенных пунктов над уровнем моря и диапазоном температур.

Поскольку транспортные вертолеты спроектированы обычно из условия обеспечения максимальной эффективности при выполнении различных видов транспортных работ в условиях МСА, их производительность при эксплуатации в других природно-климатических условиях оказывается значительно меньше расчетной. Так, например, вертолет Bell 206 при взлетном весе 1400 кг в условиях МСА имеет статический потолок около 2000 м. Если же учесть средне-летнюю температуру Ирана tcр л = 35°С статический потолок вертолета падает до 1000 м. Поскольку основные населенные пункты Ирана в среднем расположены на высотах #«1100 м, то сфера возможных действий этого вертолета или сезон его эксплуатации резко ограничиваются.

Поэтому крайне важным является учет природно-климатических условий эксплуатации транспортных вертолетов уже на стадии их проектирования. Необходимо таким образом выбрать параметры вертолета, чтобы они обеспечивали при расчетной коммерческой нагрузке величины статического и динамического потолков, гарантирующие круглогодичное выполнение прогнозируемого объема перевозок с учетом географического расположения возможных маршрутов. Одним из путей решения этой задачи является математическое моделирование.

Целью работы является создание математических моделей и программного обеспечения для выбора оптимальных параметров и состава парка легких транспортных вертолетов для эксплуатации в заданных природно-климатических условиях.

Задачи исследования. Для достижения поставленной цели должны быть решены следующие задачи:

• анализ вертолетного парка и особенностей его эксплуатации в условиях Ирана, основных маршрутов, типов полетных заданий и годовых объемов перевозимых грузов;

• разработка математической модели для выбора параметров и формирования облика вертолета, удовлетворяющего требованиям технического задания (ТЗ) на проектирование;

• составление алгоритмов весового и аэродинамического расчета одновинтового вертолета легкой весовой категории;

• разработка комплекса программ для автоматизированного синтеза облика вертолета;

• выбор критерия для оценки эффективности использования легких транспортных вертолетов и проведение параметрических исследований по определению влияния параметров вертолета на выбранный критерий эффективности;

• разработка алгоритма расчета себестоимости летного часа вертолета и затрат на выполнение транспортной задачи;

• сравнительная оценка различных вариантов формирования ТЗ на проектирование легкого транспортного вертолета, предназначенного для выполнения заданного объема работ в регионе, характеризуемом конкретными природно-климатическими условиями;

• выработка рекомендаций по выбору оптимальных параметров и составу парка легких транспортных вертолетов, предназначенных для перевозки партионных и непартионных грузов в природно-климатических условиях Ирана.

Научная новизна выполненного исследования состоит в:

• разработке методики выбора основных проектных параметров и составления ТЗ на проектирование легких транспортных вертолетов с учетом природно-климатических условий эксплуатации;

• формировании системы критериев для оценки оптимальности параметров ТЗ на проектирование транспортного вертолета и выбора оптимальных параметров вертолета под составленное ТЗ;

• составлении методики формирования однотипового и двухтипового парков легких транспортных вертолетов для перевозки партионных и непартионных грузов.

Автор защищает:

1. Методики определения оптимальных параметров легких транспортных вертолетов и составления ТЗ на их проектирование.

2. Результаты исследования, определяющие область оптимальных параметров легких транспортных вертолетов по критерию приведенной производительности и оптимальные параметры ТЗ на проектирование по критерию удельных затрат на выполнение транспортной операции.

Практическое значение диссертации состоит в выработке рекомендаций по формированию парка легких транспортных вертолетов для географических и природно-климатических условий Ирана.

Достоверность результатов. Степень обоснованности научных положений и достоверности полученных выводов и рекомендаций,

сформулированных в диссертации, подтверждаются тем, что:

• алгоритмы расчета составлены на основе известных математических моделей, физически обоснованных допущений с использованием статистических данных;

• результаты тестовых расчетов летно-технических характеристик, формирования облика, оценки цены вертолета и стоимости летного часа сопоставлены с данными конкретных вертолетов, находящихся в эксплуатации.

Апробация работы. Результаты работы докладывались на научных семинарах в Московском государственном авиационном институте (1998, 1999 г.г.); на Третьем форуме Российского вертолетного общества (1998 г.); Научных чтениях, посвященных памяти И.И. Сикорского, (1999 г.); Седьмых Юрьевских чтениях (1999 г.).

Публикации. Основные результаты работы опубликованы в трех научных статьях.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех разделов и выводов, изложенных на 148 страницах машинописного текста, содержит 15 таблиц, 77 иллюстраций и список использованных источников из 91 наименования.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы, сформулированы цель и задачи исследовании, намечены пути решения задачи по формированию облика легкого транспортного вертолета с учетом заданных природно-климатических условий эксплуатации.

Проведен обзор литературы по проблемам теории оптимального проектирования вертолетов, весового и аэродинамического расчета, формирования системы критериев для оценки их технического совершенства. Проанализированы работы М.Н. Тищенко, C.B. Михеева, А.В. Некрасова, Ю.С. Богданова, B.C. Платунова, В.И. Маврицкого, В.П. Петручика, О.П. Бахова, В.А. Касьяникова, В.Н. Журавлева и др.

В первом разделе дан анализ особенностей природно-климатических условий Ирана и состава его вертолетного парка, расположения основных вертолетных баз и маршрутов (рис. 1).

Основу вертолетного парка страны составляют средние транспортные вертолеты Bell-214 (GB3Jl » 7500 кг). Более легких и более тяжелых вертолетов - значительно меньше (рис. 2), в то время как в промьппленно-развитых странах основу парка составляют легкие вертолеты, а количество тяжелых составляет только 2%.

Основные населенные пункты и промышленные объекты Ирана расположены на высотах от 0 до 2100 м над уровнем моря (рис. 3). Климат отличается широким диапазоном летне-зимних температур: от -20°С зимой до +50°С летом (рис. 4). В этих условиях применение вертолетов в гражданских целях, особенно легких, не отвечает современным требованиям безопасности полета, экономичности и качества перевозочного процесса.

Рис. 1. Расположение основных вертолетных баз и структура маршрутов на территории Ирана.

■ Ш1205 13%

Рис. 2. Процентный состав парка гражданских вертолетов Ирана.

6 3000 в 2000

1 5 9 13 17 21 25 29 33 37 41 45 49 53 57 <1 65 69 Номер населенного пункта

Рис. 3. Высоты расположения основных населенных пунктов Ирана над уровнем моря.

Номер населенного пункта

Рис. 4. Максимальные летние и мини-

мальные зимние температуры в ных населенных пунктах Ирана.

основ-

Совокупность инфраструктурных условий функционирования вертолетного парка Ирана приводит к необходимости применения таких вертолетов, которые обеспечивали бы при минимальных эксплуатационных затратах круглогодичное выполнение всего прогнозируемого объема работ с учетом географического расположения всех возможных точек взлета и посадки вертолетов.

Решение задачи о формировании парка транспортных вертолетов разбито на два этапа. Вначале строится алгоритм выбора оптимальных параметров и синтеза облика вертолета, удовлетворяю-

щего требованиям некоторого ТЗ (разделы 2, 3). Затем рассматривается задача о том, каким образом определить основные параметры ТЗ, учитывая прогнозируемый объем работ и природно-климатические условия функционирования предполагаемого вертолетного парка (раздел 4). Такой подход дает возможность привлечь для поиска оптимального решения как технические, так и экономические критерии, не прибегая к использованию трудоемких методов многокритериальной оптимизации в их классической постановке.

Во втором разделе описаны алгоритмы и комплекс программ формирования облика легкого транспортного вертолета. Он позволяет сформировать облик вертолета одновинтовой схемы при задании потребных ЛТХ и варьируемых параметров вертолета с учетом настройки на заданный технический уровень.

Исходными данными для выбора параметров вертолета является вектор технического задания в который входят: статический потолок Д"ст, динамический потолок Нтн, рабочая высота полета На, температура эксплуатации масса полезной нагрузки тт, дальность полета Ь, максимальная скорость полета Утах при Н = Но, тип втулки несущего винта тип и количество двигателей лд.

Под обликом вертолета понимается совокупность задаваемых и вычисленных его конструктивных параметров, основываясь на значениях которых можно однозначно определить ЛТХ, эксплуатационные показатели и оценить эффективность применения вертолета на различных операциях.

При заданном оптимальный облик вертолета зависит от вида критерия и ограничений, накладываемых на значения параметров. Для учета этих факторов рекомендуется оценивать проектные альтернативы при функционировании вертолета на некотором прогнозируемом диапазоне полетных заданий. Как показал анализ литературы, в практике проектирования этот метод до настоящего времени практически не используется.

Разработанный комплекс программ синтеза облика вертолета СВЕБЮЫ предназначен для решения основных задач, возникающих на этапах проектирования:

• формирование облика вертолета (определение его параметров и характеристик, удовлетворяющих предъявляемым требованиям и установленным ограничениям в рамках выбранной схемы);

• параметрический анализ (исследование влияния проектных параметров, характеристик и проектно-конструктивных решений на облик и критерии эффективности вертолета);

• оптимизация параметров вертолета по выбранному критерию или системе критериев эффективности.

В соответствии с назначением все блоки комплекса СБЕЗЮЫ можно разделить на две группы:

• формирования облика вертолета (определяемые параметры, геометрия, силовая установка, массы агрегатов и систем и т. д.);

• расчета характеристик вертолета (аэродинамические, лет-но-технические, критерии функциональной эффективности и т. п.).

При разработке модуля весового расчета были использованы статистические данные по геометрическим и массовым характеристикам легких вертолетов (Сщ, < 3000 кг), а так же формулы для приближенного расчета массы конструкции. Масса пустого вертолета определялась совокупностью элементов, агрегатов и систем, составляющих конструкцию: фюзеляжа, лопастей и втулок несущего и рулевого винтов, силовой установки, трансмиссии, шасси, системы управления, управления, оперения и оборудования

/"пуст = н+^тл р+твт н+твт р+/Ису+/ИГр+/иш+/Иру+топ+/Лоб-(1)

Анализ показал, что некоторые известные формулы весового расчета для легких вертолетов дают заметную погрешность, поскольку входящие в них весовые коэффициенты были получены для вертолетов средних и тяжелых весовых категории. В этих случаях (массы лопастей и втулок несущего и рулевого винтов, трансмиссии, фюзеляжа, силовой установки, шасси, управления, оперения и оборудования) в известные расчетные зависимости была внесена корректировка.

Так, например, для расчета массы лопастей шарнирного винта легких вертолетов использована формула

Етл = КЛКТС ла7ГР-5, кг, (2)

где: Б —диаметр винта, м; 07 — коэффициент заполнения винта; Кл — весовой коэффициент, Кгс л — коэффициент технического совершенства. Как видно из рис. 5, значение коэффициента Кл по данным статистики составляет Кл » 3,97. По состоянию на 2000 год можно принять К1С л = 0,96*0,99. При этих условиях погрешности вычислений по формуле (2) массы лопастей реальных вертолетов (рис. 6) не превосходят 4%.

г

1-г

■ .1. || . 1. . ||

-- V V '«о 5 2 г а Л Ч 1' 1

-|в с р т о л с т ы|-

Рис. 5. Зависимость суммарной массы лопастей от сРИ1^.

Рис. 6. Погрешности вычисления массы лопастей несущего винта.

Алгоритмы и составленные на их основе программы расчета аэродинамических, балансировочных и летно-технических характеристик одновинтового вертолета основаны на применении обобщенной дисковой вихревой теории несущего винта, разработанной на кафедре «Проектирование вертолетов» МАИ под руководством профессора, д.т.н. В. И. Шайдакова.

Для расчета аэродинамических характеристик несущего и рулевого винтов выбран приближенный метод, основанный на использовании типового закона распределения циркуляции по диску винта. Использованы аналитические зависимости, описывающие гармоники разложения в ряд Фурье нормального компонента индуктивной скорости в плоскости диска винта. Это позволило для расчета коэффициентов сил и моментов на лопастях шарнирного винта применить формулы, учитывающие форму лопасти в плане и влияние сжимаемости воздуха.

Балансировка вертолета (рис. 7) рассчитывалась путем решения методом последовательных приближений системы уравнений равновесия (3) в связанной системе координат относительно углов установки характерного сечения лопастей несущего и рулевого (р1Р, угла продольного отклонения кольца автомата перекоса к и угла атаки несущего винта анв или угла тангажа фюзеляжа 9.

Рис. 7. Силы и моменты, действующие на вертолет.

Для косвенной оценки достоверности алгоритма расчета аэродинамических и балансировочных характеристик выполнены тестовые расчеты применительно легким вертолетам, основные летно-технические характеристики которых известны. На рис. 8 для вертолетов Bell 206В и Во 105А изображены зависимости потребной и располагаемой мощностей от скорости полета на высоте Я=500 м, по которым установлены расчетные значения максимальной скорости полета. Там же приведена информация о взлетном весе этих вертолетов, мощности двигателей на взлетном режиме и фактической величине максимальной скорости горизонтального полета. Максимальная погрешность не превосходит 10 км/ч или 4-5%.

rsinaH> + #coS(xH> + X? +<7sine = 0, rcosa„,-Hsina^ + Y* + Y? -Gcos6 = (Ь + M^ + + Hh^, + M™ + Grm = 0 >

(3)

Вертолет Bell 206В Вертолет Во105А

О 50 100 150 200 250 300 о SO 100 150 200 250 300 350

V, км/ч V, км/ч

Рис. 8. Зависимость потребной и располагаемой мощностей от скорости полета для вертолетов Bell 206В и Во 105А.

Последовательность синтеза облика вертолета повторяет традиционный процесс его проектирования на стадии разработки технического предложения или эскизного проекта, для которых характерны комплексные исследования и большой объем вычислений. Синтез облика является итерационным процессом, и каждое приближение соответствует определенной стадии разработки проекта. На начальном этапе большую роль играют проектировочные методики первого приближения. Поэтому синтез облика вертолета осуществляется в два этапа.

1. Предварительное формирование облика с учетом удовлетворения заданным ТТТ на основе приближенных методов расчета.

2. Уточнение облика с определением летно-технических и функционально-экономических характеристик вертолета.

Блок-схема программного комплекса GDESIGN, представлена на рис. 9- Последовательность проведения расчетов определяется входной и выходной информацией отдельных блоков программы.

1. Ввод исходных данных, задание режима работы комплекса.

2. Выбор параметров и взлетной массы вертолета первого приближения с учетом наложенных ограничений.

3. Определение геометрической конфигурации вертолета (основные линейные компоновочные размеры и площади).

4. Расчет аэродинамических характеристик вертолета и потребной энерговооруженности на экстремальных режимах полета.

5. Формирование облика силовой установки.

6. Определение потребного запаса топлива.

7. Расчет масс агрегатов и систем вертолета.

8. Определение взлетной массы второго приближения.

9. Расчет JITX вертолета по данным аэродинамического расчета и характеристикам сформированной силовой установки.

10. Сравнение расчетных JITX с заданными ТТТ, корректировка свободных параметров вертолета и характеристик двигателя.

11. Расчет критериев функциональной эффективности.

Параметры мьтерютжног»

УХ

Определение «аяеттЯ иксы первого приближенна

Определение радиуЖ и ш>ффициапа заполнеяи несущего мнп

Расчет азроддамичеаосс характеристик вертолета

Определение потребной мощностж 1 для различных режиме« полета I

| Расчет массы Пиетете вертолет» ^ | Рисчет 1ЖШ) I

Рис. 9. Блок-схема комплекса СйЕЗЮЫ.

Взлетная масса вертолета ]Р,лл /«взл складывается из массы пустого вертолета /Япуст> массы топлива гщ, полезной нагрузки тпн, экипажа и снаряжения тэк

Ы^1густ+/ят+я1эк+/лпн. (4) Анализ весовых формул показал, что расчет взлетной массы вертолета является итерационным процессом. Ими можно воспользоваться только после выбора параметров вертолета, расчета потребной энерговооруженность, выбора двигателя и определения его характеристики. А параметры вертолета определяются, в свою очередь, его взлетной массой.

В процессе итераций для найденной взлетной массы твзл и значений варьируемых пара-программного метров вертолета р и со Л рассчитывается потребная мощность

двигательной установки Ыаъ на характерных режимах полета: висе-нии на статическом потолке Яст, полете на динамическом потолке Нтн, полете на максимальной скорости Уп1ах при Н = Щ, в продолженном взлете при отказе одного двигателя (в случае двухдвига-тельного вертолета пдв=2).

Выбор двигательной установки по заданной мощности и числу двигателей лдв может быть выполнен двумя путями. В зависимости от ТЗ на вертолет можно выбрать реально существующие двигатели из базы данных, в которой хранится статистическая информация по поршневым и газотурбинным двигателям, или выбрать гипотетический двигатель, мощность которого равна Л^в/лдв-

Масса топлива, потребная для полета вертолета на крейсерском режиме на заданную дальность, определяется по формуле:

щ = кг С"кр

(5)

где: сс кр — удельный расход топлива на крейсерском режиме; //кр — потребная мощность двигателей на крейсерском режиме полета Икр к 0,75^ взл; Ь — заданная в ТЗ дальность полета вертолета; Ккр — крейсерская скорость полета; кг — коэффициент, учитывающий 5%-

ный навигационный запас топлива, расход топлива на переходных режимах, при запуске и опробовании двигателей и поправку на возможные неточности расчета (к^ ~ 1,19). При оценке массы топлива по формуле (5) и определении критической скорости VKp расчет потребной мощности для горизонтального полета выполняется для средней взлетной массы вертолета, учитывая таким образом изменение полетной массы за счет выгорания топлива

Тестирование программы синтеза облика вертолета выполнено на примерах вертолетов Bell 206В, Bell 206L и Во 105А. Сопоставление фактических и расчетных параметров, выбранных для обеспечения фактических летно-технических характеристик, показало, что сформированные облики указанных вертолетов с точностью 6-8% соответствуют реальным.

В третьем разделе исследовано влияние параметров транспортных вертолетов на критерий функциональной эффективности. Выбору и обоснованию таких критериев посвящены работы Е.А. Овруцкого, В.М. Шейнина, H.H. Фадеева, A.B. Гличева и др.

Наиболее полный анализ критериев функциональной эффективности вертолетов выполнен М.Н. Тищенко. В качестве универсального критерия функциональной эффективности им предложена

приведенная производительность П^, которая определяется для транспортного вертолета как отношение удельной производительности Птр к относительному километровому расходу топлива q:

Л^-Дк ятр = ^> i = (6)

Я ™ Щ.С. ЩиЬ

где: /Wjp - масса платной нагрузки; Vp - рейсовая скорость полета; тп с - масса пустого снаряженного вертолета; пц - масса топлива; L - дальность полета.

Величина приведенной производительности, помимо собственно производительности, включает в себя показатели весового совершенства вертолета и его экономичности по топливу, характеризуя уровень аэродинамического и весового совершенства планера и технического совершенства силовой установки.

Во всех расчетах предполагалось, что на вертолетах рассматриваемой размерности устанавливается по одному газотурбинному двигателю. Для всех вариантов исходных данных были взяты единые параметры технического задания, принятые в качестве среднестатистических для природно-климатических условий Ирана и структуры вертолетных маршрутов: НСТ £ 2200 м, Ядин £ 5500 м, Щ ~ 1500 м, t0 я 30°С, L » 500 км, VmaxZ 200 км/ч.

В качестве примера на рис. 10 показано влияние нагрузки на несущий винт р и окружной скорости концов лопастей шЯ на величину критерия Птр для вертолета грузоподъемностью тпн= 500 кг с

гипотетическим двигателем. Исследования показали, что для вертолетов рассматриваемой весовой категории имеет место экстремум

зависимости П^р^Я). Так для вертолета с шт= 500 кг оптимальными являются

РопГ= 130 Па, соЯот= 230 м/с, П^^ = 323400 км2/ч.

На рис. 11 приведена зависимость П^ (р,сзЯ) для вертолета

грузоподъемностью тт= 300 кг с реальным двигателем, который выбирается из сформированной базы данных. Как видно из графика, построенная поверхность получается ломаной. Причина этого факта заключается в том, что при непрерывном изменении основных параметров вертолета р и соЯ найденные энерговооруженности, удовлетворяющие совокупности предъявляемых требований, изменяются дискретно. Тем не менее, на графиках зависимости

П^р, аЯ), наряду с локальными, существует и глобальный экстремум, определяющий оптимальные параметры вертолета.

Рис. 10. Влияние нагрузки р и окружной скорости аЯ на критерий приведенной производительности для вертолетов (отпн = 500 кг) с гипотетическим двигателем.

Рис. 11. Влияние нагрузки р и окружной скорости а/Я на критерий приведенной производительности для вертолетов (тт = 300 кг) с реальным двигателем.

Таким образом, выбранный функциональный критерий приведенной производительности позволяет оптимально выбрать свободные параметры вертолета р и соЯ. Установлено, что найденные значения />опт и не противоречат и экономическому крите-

рию, принятому для выбора оптимальных параметров вектора ТЗ на проектирование вертолета с учетом природно-климатических условий эксплуатации.

В четвертом разделе рассматривается математическая модель формирования парка транспортных вертолетов для выполнения заданного объема работ в конкретных природно-климатических условиях. Исходными данными для формирования парка являются:

• годовые объемы грузоперевозок, детерминированные по вертолетным базам, основным маршрутам и месяцам года;

• типовые профили полета на каждом из маршрутов;

• распределение среднемесячных температур по регионам вертолётных баз.

Предлагаемый метод формирования вертолетного парка основан на оценке суммарных затрат на выполнение заданного объема работ и их минимизации.

В качестве критерия предлагается использовать удельные затраты на выполнение единицы транспортной работы

— 2 $ ч

« =-5"'-'

8 тх км

где: Z - суммарные затраты, Б - транспортная работа при выполнении всего объема авиаперевозок.

Удельные затраты на выполнение единицы транспортной работы учитывает как функциональную, так производственную и эксплуатационную эффективности. В состав этого критерия входят показатели, учитывающие весовое совершенство вертолета и его частей, совершенство двигателей (мощность, удельный расход топлива, стоимость, ресурс), аэродинамическое совершенство (через массу топлива и производительность), режим полета (скорость, потолки, дальность), стоимость и ресурс конструкции, расходы на создание вертолета, его техническое обслуживание, цену топлива и т. п.

Составлен алгоритм и программа расчета затрат необходимых для выполнения заданного объема авиаперевозок Ск, детерминированного по вертолетным базам, маршрутам, времени года и партионности груза

N5 М, N.

2 = К )£ £ ДТ^ ■ (8)

/=1 ы к=1

Здесь N5 — число вертолетных баз; М\ - число маршрутов с базы /;

- число месяцев в году; Л Т - время, потребное для перевозки грузов по маршруту {/,/} в месяце к\ Слч ¿И^, Кв)~ себестоимость летного часа вертолетов, эксплуатируемых на базе ¡, облик которых сформирован под вектор технического задания И^,; Кв - число вертолетов на базах, потребное для выполнения транспортной задачи.

Общее количество вертолетов, необходимое для выполнения всего объема транспортной работы, определяется суммированием потребного числа машин по всем вертолетным базам с учетом не-

равномерного распределения объемов работ по месяцам и количества дней, когда выполнение рейсов возможно по метеоусловиям.

Оценка эффективности транспортного вертолета ведется для всего производственного цикла, составляющего транспортную операцию, от взлета в точке А до посадки вертолета в точке В. Модель типовой производственной операции, выполняемой транспортным вертолетом в географических и инфраструктурных условиях Ирана, включает в себя следующие основные элементы (рис. 12): взлет и

контрольное висение вертолета в начальной точке маршрута на высоте Hp¿ набор высоты Н\ горизонтального полета; полет по маршруту на высоте Н\, преодоление максимальной высоты на маршруте Нмах; полет по маршруту на высоте Ну, снижение с

О 100 200 300 400 ТТ

picctomhhc, км высоты щ, зависание и посадка

Рис. 12 Модель типовой транспортной в конечной точке маршрута на операции, выполняемой вертолетом. высоте Н^

Совокупность этих параметров вместе с протяженностью L определяет вектор маршрута

Q{ НА , Нь , Hi, Н2, #мах, L }.

Себестоимость выполнения транспортной операции рассчитана с учетом особенностей страны эксплуатанта на основе прогнозируемой цены вертолета с выбранными параметрами. Расчет цены вертолета выполнен на основе статистических формул Harris'а. с учетом поправок на годовую инфляцию и количество произведенных вертолетов.

Дв расч = СпКнКпКфМщ^^К*, $, (8)

где Kw - коэффициент инфляции; Кп - коэффициент, учитывающий количество выпущенных вертолетов; Аф - класс фактор, зависящий от типа и количества двигателей, схемы вертолета, типа шасси, страны производителя; Мщст - масса пустого вертолета, кг; NaB -взлетная мощность двигателей, л.с.; Кл - количество лопастей несущего винта. По результатам статистического анализа коэффициент и показатели степени, входящие в формулу (), равны: С# = 338,14 $, m = 0,4638, п = 0,5954, к = 0,1643.

Так как коэффициент С# определяет цену вертолета в долларах США 1994 года, коэффициент Ки учитывает поправку на 7%-ую годовую инфляцию в области вертолетостроения

Ки = 1,07(гР -1994), где Гр - предполагаемый год выпуска проектируемого вертолета.

Статистическая зависимость коэффициента Кп от числа вертолетов п апроксимируется функцией вида

К - {_0>2 для вертолетов с ГТД; п 1,0,612) ' для вертолетов с ГТД.

При расчете себестоимости летного часа Слч эксплуатационные расходы подразделяются на прямые (летные) и косвенные (аэропортовые). Прямые эксплуатационные расходы включают затраты на амортизацию, техническое обслуживание, заработную плату летно-подъемного состава с начислениями, горюче смазочные материалы, определяемые для условий Ирана.

Исследовано влияние параметров вектора технического задания ИЪ (Но, Нп, Нтн, «о, Ь), определяющих облик проектируемого вертолета, на удельные затраты г при выполнении им заданного объема грузоперевозок. В таблице 1 приведены параметры четырех векторов Щ (/ =1, 2, 3, 4), которые выбраны применительно к природно-климатическим и географическим условиям основных регионов Ирана.

Таблица 1.

Параметры типовых векторов технических заданий на проектирование легкого транспортного вертолета

Но, м Нет, м Дшн> м гп, °С Ь, км

т 500 1000 2000 25 530

тгг 500 1000 2000 50 530

т 2000 2500 5500 10 480

гъ 2000 2500 5500 30 480

«1500 «2000 «5000 «35 «500

Векторы Щ и характеризуют условия полетов по маршрутам, расположенным на юге Ирана (самые низкие и жаркие места) для зимнего (и летного (И^) времени года, векторы Щ и по маршрутам, расположенным на северо-западе Ирана (самые высотные и холодные места) для зимнего (Щ) и летного (И^) времени года. Наиболее "жесткие" требования к вертолету задаются векторами и И^, наиболее "мягкие" — векторами Щ и Под "жесткие" требования формируется вертолет с большей энерговооруженностью и, следовательно, более дорогой. Для выполнения всего объема работ таких вертолетов потребуется меньше, что с позиций экономического критерия может оказаться более выгодным.

В качестве компромиссного варианта, учитывающего весь спектр возможных маршрутов и природно-климатических условий, рассматривается вектор параметры которого Щ ср, Ни- ср>

Ядин ср, /0 ср, Ьср определяются на основе средневзвешенных по объемам перевозок характеристик вертолетных маршрутов Оц.

Для каждого из указанных векторов технических заданий ^ формировались облики вертолетов, масса полезной нагрузки которых варьировалась в пределах от тпн = 300 кг до тт = 800 кг. Эти вертолеты составляли однотиповой парк, которым выполнялся весь объем грузоперевозок в предположении непартионности грузов. Цены вертолетов определены для уровня 2000 года. В целях упрощения задачи предполагалось, что годовой объем перевозок распределяется равномерно по базам, маршрутам и месяцам года, а каждый вертолет совершает в день один рейс.

Расчеты показали (рис. 13, 14), что наиболее дорогими являются вертолеты, сформированные под векторы Щ и наиболее дешевыми — под векторы Щ и Щ. Соотношение стоимостей наиболее дешевых и наиболее дорогих вертолетов составляет 1,5 — 2,0; так же соотносятся между собой и предельные численности одно-типовых вертолетных парков.

0.М 0,33

9,31 в,Я 0,27

».а 0.23 0.21

\\

\

Ч|

2Ы 1 У

Рис. 13. Влияние параметров вектора ТЗ на удельные затраты при выполнении перевозе непартионных грузов однотиповым вертолетным парком.

Рис. 14. Влияние параметров вектора ТЗ на цену и величину одноти-пового парка вертолетов при перевозке непартионных грузов.

Вертолеты всех размерностей, сформированные под вектор технического задания Щ.р, по критерию удельных затрат г оказываются экономически наиболее выгодными (рис. 13). Несмотря на то, что стоимости этих вертолетов ЦверТ не являются минимальными, экономический выигрыш от их применения достигается за счет сокращения потребной численности машин /1верт (рис. 14). Это свидетельствует о рационально выбранной энерговооруженности вертолетов, удовлетворяющих требованиям вектора

_ Как видно из рис. 13, для всех вариантов ТЗ зависимости г{тт) имеют четко выраженные экстремумы. Причина этого обстоятельства становится ясной при анализе зависимостей Дверг^пн) и яверт(отпн) на рис. 14. При выполнении всего объема грузоперевозок с помощью вертолетов с небольшой грузоподъемно-

сти и малой стоимостью удельные затраты увеличиваются из-за большого числа эксплуатируемых вертолетов. С ростом грузоподъемности парк вертолетов по численности сокращается, но существенно возрастает стоимость машин из-за увеличения массы пустого вертолета и мощности двигателя. Это также приводит к росту удельных затрат через увеличение себестоимости летного часа.

Оптимальные значения грузоподъемности при всех сочетаниях параметров вектора ТЗ находятся в пределах 550 — 650 кг. Для вертолетов, сформированных под вектор Wcp, удельные затраты достигают минимального значения zmin = 0,2 $/ткм при расчетной массе полезной нагрузки тпн ~ 600 кг.

Сравнение эффективности выполнения заданного объема работ вертолетами с оптимальной грузоподъемностью тт ~ 600 кг и вертолетами Bell 206В, которые имеют расчетную массу полезной нагрузки тпн Вец 2обВ ~ 500 кг, показано на рис. 13-14 характерными точками. Видно, что удельные затраты на выполнение работ вертолетами Bell 206В на 12% выше ( z = 0,225 $/ткм ), чем в альтернативном варианте ( z = 0,225 $/ткм), несмотря на в 2 раза меньшую стоимость вертолета и всего на 17% меньшую грузоподъемность. Дело в том, что фактическая грузоподъемность вертолета Bell 206В в рассматриваемых условиях применения оказывается значительно меньше расчетной, и для выполнения всего объема работ потребуется на 45 вертолетов больше, чем в альтернативном варианте. Поэтому повышение на 20% грузоподъемности и на 17% энерговооруженности альтернативного вертолета оказывается экономически целесообразным.

Для вертолета, параметры которого выбирались под вектор Wcp и массу полезной нагрузки тпн =500 кг, исследовано влияние нагрузки на винт р и окружной скорости со/? на величину критерия z. Показано, что зависимость z(aR) имеет очень пологий оптимум (рис. 15). Поэтому окружная скорость coJ?=205 м/с, обеспечивающая г шш, и соЛоШ = 220 м/с, обеспечивающая , дают

практически одинаковые величины г. Зависимость zip) имеет более крутой экстремум (рис. 16). Поэтому нагрузка р = 130 Па, обеспечивающая г шп, и рот = 160 Па, обеспечивающая , дают величины z, отличающиеся друг от друга на 2-3 %. При других значениях массы полезной нагрузки, как следует из расчетов, картина не меняется.

Таким образом, принятая гипотеза о возможности разделения критериев оценки параметров ТЗ и выбора параметров транспортного вертолета подтверждена расчетным путем.

г,—

•J

0,25 0,2 0,15 0,1 0,05 0

■ 500 кг; W„

150

170

190

210

230

- S

0,25 0,2 0,15 0,1 0,05 О

■ 500жг; У„- Wj

150 200

300 350 л it

Рис. 16. Влияние нагрузкина несущий винт р на удельные затраты г.

250 270

о Л, м/с

Рис. 15. Влияние окружной скорости концов лопастей несущего винта шR на удельные затраты z-

Отсюда следует, что для выполнения заданного объема работ однотиповой парк целесообразно составить из 245 - 250 легких транспортных вертолетов, параметры которых выбраны для перевозки полезной нагрузки тпн к 600 кг на основе средневзвешенных по объемам перевозок характеристик вертолетных маршрутов.

При решении задачи о перевозке партионных грузов использована информация о партионности легких грузов, перевозимых вертолетным парком Ирана. Соответствующая ей дифференциальная функция распределения грузопотока по массе грузов Лтгр) в диапазоне 0< тТр < m^ тах показана на рис. 17, где т^ тах =1000 кг.

Интегральная характеристика распределения грузопотока по массе грузов

/о^/КЛ'Ч.

(9)

F (М,) =

С^/Кр^Чр

изображена на рис. 18. Она показывает, какую долю из всей совокупности составляют грузы, масса которых не превосходит величи-

ны М,

700 100 900 1000 ткг

Рис. 17. Дифференциальная функция Рис. 18. Интегральная функция рас-распределения грузопотока по массе пределсния грузопотока по массе грузов, грузов.

шЖ

Рассмотрим три возможных способа выполнения транспортной операции по перевозке партионных грузов.

1. Весь объем перевозок выполняется однотиповым парком вертолетов, грузоподъемность которых (пгт =1000 кг) обеспечивает перевозку всей номенклатуры грузов.

2. Перевозки выполняются двухтиповым парком, состоящим из вертолетов грузоподъемностью тпн — 500 кг и тт = 1000 кг. В соответствии с интегральной характеристикой (рис. 18) 64% грузопотока перевозится вертолетами первого типа, а оставшиеся 36% -вертолетами второго типа.

3. Перевозки выполняются трехтиповым парком, состоящим из вертолетов грузоподъемностью тпн = 300, 500 и 1000 кг. В соответствии с интегральной характеристикой грузопотока (рис. 18) получаем, что 19% грузопотока может быть перевезено вертолетами первого типа, 45% - вертолетами второго типа, а оставшиеся 36% -вертолетами третьего типа.

При синтезе обликов вертолетов предполагалось, что их параметры и характеристики должны удовлетворять вектору технического задания Результат расчетов приведены в таблице 2.

Таблица 2

Перевозка непартионных грузов многотиповьш вертолетным парком

Состав парка тпн, кг Доля грузопотока, % "верт ^л.чао $/час Дверт» ТЫС. $ Z, $/ткм Zl, $/ткм

Однотиповой 1000 100 125 1650 2000 0,250 0,250

Двухшповой 1000 36 43 1765 2212 0,259 0,228

500 64 162 830 1080 0,211

Трехтиповой 1000 36 43 1765 2212 0,259 0,236

500 45 120 845 1102 0,208

300 19 87 653 787 0,260

Наиболее выгодным с точки зрения выбранного критерия оказывается перевозка партионных грузов двухтиповым вертолетным парком. В этом случае получаются минимальные удельные затраты z = 0,228 $/ткм, несмотря на то, что общая численность вертолетного парка (лцерт£ = 43+162 = 205) оказывается выше, чем од-нотипового. Этот факт обусловлен сокращением доли более тяжелых (и более дорогих) вертолетов тПН = 1000 кг со 125 до 43 машин, стоимость эксплуатации которых практически вдвое выше, чем вертолетов грузоподъемностью тт = 500 кг.

Переход к трехтиповому парку снижает на 6% суммарные затраты по сравнению с однотиповым, но уступает двухтиповому примерно на 3%.

Решена задача об оптимальном составе двухтипового парка вертолетов при перевозке партионных грузов массой до 1000 кг. Предполагалось, что грузоподъемность вертолетов первого типа изменяется в пределах т\т = 300 1000 кг, а грузоподъемность вертолетов второго типа остается неизменной и обеспечивает перевозку всей номенклатуры грузов т^пн — Ю00 кг. Параметры и характеристики вертолетов обоих типов должны удовлетворять вектору технического задания 1¥ср.

Общий объем грузоперевозок при изменении состава парка остается неизменным С£ = 40400 т, а его перераспределение между вертолетами первого и второго типов

Се = (?1 + ф

осуществляется в соответствии с интегральной характеристикой распределения грузов по массе (9)

(?! = (?г Д/я^ ), Сг2 = Съ - (?!• Все остальные допущения о распределении грузопотоков между маршрутами перевозок и месяцами года оставлены прежними.

Результаты расчетов показаны на рис. 19 — 20. Как видно из рис 19, минимальные удельные затраты при перевозке партионных грузов гшт=0,217 $/ткм достигаются при грузоподъемности вертолетов первого типа т\т « 600 кг. Причина этого обстоятельства становится ясной из графиков на рис. 20, где представлены зависимости потребного количества лвсрт вертолетов первого и второго типов в зависимости от массы полезной нагрузки вертолетов первого типа т^.

Л1.Д« 1000 мг

0,31

___""

в, И

1000

Рис. 19. Зависимость удельных затрат на выполнение заданного объема перевозок партионных грузов от состава двухтипового вертолетного парка.

Рис. 20. Зависимость количественного состава вертолетов двухтипового парка от его структуры при перевозке партионных грузов.

Видно, что оптимальным является вариант, когда потребное количество легких вертолетов становится наибольшим. За счет меньшей относительной стоимости легкие вертолеты имеют и меньшую стоимость летного часа, что в итоге обеспечивает общий

выигрыш в удельных затратах. Увеличение грузоподъемности легких вертолетов выше оптимальной приближает состав парка к одноти-повому и увеличивает удельные затраты на перевозку грузов.

В оптимальном варианте имеем численный состав двухтипо-вого парка

Л1верт = 170, и2верт =37, пг = 170 + 37 = 207, или в относительном виде

"1Верт = 170/207 = 0,82 л1верг = 37/207 = 0,18.

Таким образом, оптимальный двухтиповой вертолетный парк для перевозки партионных грузов массой до 1000 кг примерно на 80% по численности состоит из более легких вертолетов грузоподъемностью /И1ПЛ « 600 кг, и на 20% из более тяжелых, грузоподъемностью тхпн « 1000 кг. Это согласуется с проанализированной статистической информацией.

Отметим также, что перевозка партионных грузов требует больших затрат, чем непартионных. Так, например, минимальные удельные затраты при перевозке непартионных грузов однотиповым парком вертолетов грузоподъемностью тт = 600 кг составили I = 0,2 $/ткм, а при перевозке того же_грузопотока партионных грузов двухтиповым парком вертолетов - г — 0,228 $/ткм.

ВЫВОДЫ

1. Применение вертолетов в регионах, географические и природно-климатические условия которых отличаются значительным диапазоном высот населенных пунктов и среднемесячных температур, приводит к значительному сокращению грузоподъемности эксплуатируемых легких транспортных вертолетов и, зачастую, к невозможности выполнения полета по ряду маршрутов.

2. При выборе параметров транспортного вертолета на этапе предэскизного проектирования необходимо учитывать географические и природно-климатические условия потенциальной эксплуатации путем математического моделирования выполняемой вертолетом совокупности транспортных задач с целью минимизации затрат на их реализацию.

3. Для решения этой задачи предложена система разделенных критериев. Критерий приведенной производительности - для выбора оптимальных параметров вертолета по сформулированному техническому заданию на проектирование вертолета, критерий удельных затрат на выполнение транспортной операции - для формирования оптимального технического задания.

4. Разработанная математическая модель дает возможность на основе вектора ТЗ и известных свободных параметрах сформиро-

вать облик легкого транспортного вертолета при использовании на нем как и гипотетических, так и реальных двигателей.

5. Используемые в математической модели алгоритмы весового, аэродинамического и экономического расчетов должны учитывать размерность вертолета, достигнутый и прогнозируемый технический уровень страны-производителя, а также предполагаемую программу выпуска проектируемого вертолета.

6. Формирование параметров ТЗ на проектирование транспортного вертолета должно проводиться с учетом затрат на выполнение прогнозируемого объема перевозок, детерминированного по вертолетных базам, основным маршрутам и месяцам года.

7. Минимальные затраты при перевозке непартионных грузов могут быть получены при использовании вертолетов, параметры ТЗ на проектирование которых выбраны с учетом характеристик вертолетных маршрутов, средневзвешенных по объемам перевозок.

8. Перевозка непартионных грузов массой до 1000 кг в природно-климатических и географических условиях Ирана должна выполняться однотиповым парком вертолетов с грузоподъемностью 600 кг. Расчетная стоимость такого вертолета ориентировочно составит 1310 тыс. $, стоимость летного часа — 980 $/час, удельные затраты на эксплуатацию — 0,2 $/ткм.

9. Для перевозок непартионных грузов массой до 1000 кг оптимальным является двухтиповой вертолетный парк, который обеспечивает уменьшение удельных затрат на эксплуатацию на 9% по сравнению с однотиповым и на 3% по сравнению с трехтиповым вертолетным парком.

10. Оптимальный двухтиповой вертолетный парк для перевозки партионных грузов массой до 1000 кг на 80% по численности состоит из более легких вертолетов грузоподъемностью /И1П0Л = 600 кг, и на 20% из более тяжелых, грузоподъемностью т2пол ~ 1000 кг.

Основные положения диссертации опубликованы в работах

1. Вагефинежад Ш. Весовой анализ легких многоцелевых вертолетов. Труды Третьего форума Российского вертолетного общества и Юрьевских чтений. М., 1998.

2. Вагефинежад Ш. Выбор параметров легких транспортных вертолетов, предназначенных для эксплуатации в природно-климатических условиях Ирана. Труды Научных чтений, посвященных памяти И.И.Сикорского, М., 1999.

3. Вагефинежад Ш. Методика формирования парка транспортных вертолетов с учетом природно-климатических условий эксплуатации. Труды Научных чтений, посвященных памяти академика Б.Н.Юрьева. М., 1999.

СОДЕРЖАНИЕ

Список условных обозначении.

Введение.

1. Обзор вертолетного парка Ирана и особенности природно-климатических условий эксплуатации вертолетов.

1.1. Анализ вертолетного парка Ирана.

1.2. Географическое положение и природно-климатические условия Ирана.

1.3. Общая характеристика расположения вертолетных баз и вертолетных маршрутов Ирана.

2. Математическая модель формирования облика вертолета, удовлетворяющего требованиям технического задания.

2.1. Методологические основы анализа и выбора проектных решений.

2.2. Общая постановка задачи формирования облика вертолета.

2.3. Алгоритм весового расчета вертолета,

2.3.1. Лопасти несущего и рулевого видтов.

2.3.2. Втулки несущих винтов.

2.3.3. Трансмиссия.

2.3.4. Фюзеляж.

2.3.5. Шасси.

2.3.6. Управление.

2.3.7. Силовая установка.

2.3.8. Оперение.

2.3.9. Оборудование.

2.3.10. Расчет взлетной массы вертолета.

2.4. Алгоритмы расчета аэродинамических и летно-технических характеристик вертолета.

2.4.1. Вихревая модель несущего винта и средняя по диску индуктивная скорость.

2.4.2. Коэффициенты махового движения лопастей.

2.4.3. Коэффициенты сил и моментов на валу винта.

2.4.4. Коэффициенты сил и моментов на фюзеляже.

2.4.5. Балансировка вертолета.

2.4.6. Организация последовательности вычислительного процесса.

2.4.7. Расчет летно-технических характеристик.

2.4.8. Оценка достоверности алгоритма аэродинамического расчета.

2.5. Алгоритм формирования облика вертолета.

2.6. Оценка достоверности алгоритма формирования облика вертолета.

3. Исследование влияния параметров транспортного вертолета на критерий функциональной эффективности.

3.1. Критерии оценки функциональной эффективности.

3.2. Влияние параметров транспортных вертолетов на приведенную производительность.

Содержание

4. Формирование технического задания на проектирование транспортного вертолета с учетом природно-климатических условий его эксплуатации

4.1. Расчет затрат на выполнение грузоперевозок совокупным вертолетным парком.

4.2. Математическая модель типовой транспортной операции.

4.3. Расчет себестоимости летного часа.

4.3.1. Затраты на амортизацию.

4.3.2. Затраты на техническое обслуживание.

4.3.3. Расходы на зарплату летных экипажей.

4.3.4. Расходы на горюче-смазочные материалы.

4.4. Расчет стоимости вертолета.

4.5. Влияние параметров технического задания на удельные затраты при выполнения заданного объема грузоперевозок.

4.6. Выбор оптимальной грузоподъемности легкого транспортного вертолета при перевозке непартионных грузов.

4.7. Сравнительный анализ перевозки партионных грузов двух- и трехтиповым вертолетным парком.

Выводы.

Применение легких многоцелевых вертолетов в гражданской авиации всех стран мира неуклонно растет. Такие вертолеты, имея взлетную массу до 3000 кг, способны выполнять широкий круг задач: пассажирские и транспортные перевозки, наблюдение, спасательные операции и др. Как показывает статистика, легкие вертолеты составляют до 60 - 70% от общей численности вертолетного парка про-мышленно-развитых стран мира [26, 48, 49].

Поскольку многоцелевые вертолеты спроектированы чаще всего из условия обеспечения максимальной эффективности при выполнении различных видов транспортных работ в условиях МСА при наличии некоторого статического потолка, их производительность при эксплуатации в других природно-климатических условиях оказывается значительно меньше расчетной. Особенно важным отмеченное обстоятельство является для стран, географическое положение и климат которых имеют существенные отличия от условий МСА.

Это в полной мере относится к странам Ближнего Востока, где подавляющее большинство населенных пунктов расположены на высотах более 1000 м над уровнем моря, а летне-зимний разброс среднемесячных температур доходит до 50°С. В настоящей работе для проведения исследования, сформулированного в названии диссертации, в качестве примера была выбрана одна из стран этого региона - Исламская республика Иран (далее Иран), где отмеченные факторы проявляются наиболее значимо.

Проведенный анализ показал, что большинство вертолетов, входящих в состав вертолетного парка Ирана, не приспособлены для работы в природно-климатических условиях этой страны. Так, например, вертолет Bell 206 с взлетным весом около 1400 кг в условиях МСА имеет статический потолок около 2000 м. Если же учесть средне-летнюю температуру Ирана /срл = 35° С (см. рис. 1.8), статический потолок вертолета падает до 1000 м (рис. 1.9). Поскольку основные населенные пункты Ирана, в среднем, расположены на высотах Н—1100 - 1500 м, то сфера возможных действий этого вертолета или сезонность его эксплуатации резко ограничиваются.

Именно поэтому крайне важным является учет природно-климатических условий эксплуатации легких многоцелевых вертолетов еще на стадии их проектирования. Необходимо выбрать такие параметры вертолета, которые обеспечивали бы величины статического и динамического потолков, гарантирующие круглогодичное выполнение всего прогнозируемого для вертолетов объема работ с учетом геограо фического расположения возможных точек взлета, посадки и перевала на маршруте.

Одним из наиболее рациональных путей решения этой задачи является применение математических моделей на этапе выбора параметров вертолета. К преимуществам метода математического моделирования относится возможность проведения широких параметрических исследований различных проектных решений и концепций формирования ТЗ на проектирование вертолета.

Ведущую роль в становлении и развитии теории оптимального проектирования вертолетов сыграли работы основоположников российского вертолетострое-ния Б.Н. Юрьева [68] и И.П. Братухина [15, 16]. В них впервые были сформулированы основные принципы проектирования вертолетов, намечены пути выбора их параметров и способы совершенствования летно-технических характеристик. Дальнейшее развитие теория оптимального проектирования вертолетов получила в работах МЛ. Миля [42], Л.С. Вильдгрубе [18, 19] и др.

Развитие вычислительной техники и методов математического программирования привели значительному увеличению исследований в этом направлении. Среди них следует отметить работы М.Н. Тищенко, C.B. Михеева, A.B. Некрасова, Ю.С. Богданова, B.C. Платунова, В.И. Маврицкого, В.П. Петручика, О.П. Бахова, В.А. Касьяникова, В.Н. Журавлева, В.Н. Квокова и др.

Из этого списка авторов, прежде всего, следует выделить работы М.Н. Тищенко [53], A.B. Некрасова [53, 44], поскольку в них наиболее полно решаются задачи оптимального проектирования вертолетов, включая разработку критериев эффективности, анализ и обоснование выбора схемы вертолета, оптимизацию параметров и летно-технических характеристик.

В работах B.C. Платунова [47], В.П. Петручика [45, 46], A.B. Касьяникова [36, 37, 38], О.П. Бахова [9] проводится анализ и выбор параметров вертолетов различного целевого назначения. Исследования В.И. Маврицкого [34, 40, 41] посвящены разработке методики и выбору рациональных параметров многоцелевых вертолетов. Разработка отдельных элементов математической модели вертолета, расчет и выбор некоторых параметров и характеристик вертолета проведены в работах В.Б. Баршевского [7], Г.К. Жустрина [30, 31] и др.

В большинстве перечисленных выше работ анализ и выбор параметров вертолетов проводился по одному или ряду критериев на основе разработанных математических моделей, отличающихся одна от другой используемыми алгоритмами, различной степенью детализации, но ориентированных на пакетный, полностью автоматизированный режим работы ЭВМ.

Введение

На кафедре Проектирования вертолетов МАИ под руководством профессора Богданова Ю.С. в период 1975 — 1987 гг. был выполнен комплекс исследований по созданию программ автоматизированного синтеза облика вертолетов различного назначения [10, 11, 12, 13, 14]. Так, например, работа [13] посвящена вопросам выбора оптимальных параметров вертолетов народнохозяйственного применения. В ней изложены методики по выбору параметров вертолетов, которые обеспечивают максимальную эффективность их применения на транспортных, авиадионно-химических работах в сельском хозяйстве, строительно-монтажных работах или при транспортировке грузов на внешней подвеске.

В случае применения вертолетов в сельском хозяйстве в качестве критериев функциональной эффективности рассматриваются производительность полетов при выполнении авиахимработ и показатель топливной эффективности. В качестве критерия технико-экономической эффективности рассматривается себестоимость обработки одного гектара. При этом анализируется использование на авиахимработах двухтипового парка вертолетов легкой и средней весовых категории.

Эффективность использования вертолетов-кранов оценивается часовой производительностью и показателем топливной эффективности, характеризующими функциональную эффективность использования вертолетов, и величиной себестоимости единицы производительности, характеризующей технико-экономическую эффективность. Анализировались вертолеты тяжелых категории с коммерческой нагрузкой до 20 т. Для транспортных вертолетов в качестве критериев функциональной эффективности рассматривались топливная и весовая эффективности. В этом случае выбор параметров осуществлялся, в основном, для тяжелых вертолетов.

В работе [10] рассмотрены вопросы выбора основных проектных параметров и расчета массовых характеристик агрегатов транспортных вертолетов одновинтовой схемы. Анализ проводился для средних и тяжелых вертолетов. В качестве критерия функциональной эффективности рассматривались производительность сельскохозяйственного вертолета, а в качестве критерия технико-экономической эффективности - себестоимость обработки одного гектара.

В работе [14] изложены методы автоматизированного проектирования скоростных вертолетов. Для этих вертолетов, наряду с другими, ставятся задачи повышения крейсерской и максимальной скоростей полета, а так же улучшения маневренных характеристик вертолета. В этой работе анализ проводился для средних и тяжелых вертолетов одновинтовой схемы.

Введение

Проведенный автором анализ показал, что полученные в вышеупомянутых работах выводы не распространяются на легкие вертолеты и не учитывают всего спектра возможных природно-климатических условия их эксплуатации. Поэтому целью настоящего исследования является разработка математических моделей и программного обеспечения для выбора оптимальных параметров легких транспортных вертолетов, обеспечивающих потребные ЛТХ при эксплуатации в природно-климатических условиях заданного региона.

Для достижения поставленной цели должны быть решены следующие задачи:

• анализ вертолетного парка и особенностей его эксплуатации в условиях Ирана, основных маршрутов, типов полетных заданий и годовых объемов перевозки грузов;

• разработка математических моделей для формирования облика, проведения параметрического анализа и выбора параметров вертолета, удовлетворяющего требованиям технического задания на проектирование;

• составление алгоритмов весового и аэродинамического расчета одновинтового вертолета легкой весовой категории;

• разработка комплекса программ для автоматизированного синтеза облика вертолета;

• выбор критерия для оценки эффективности использования легких многоцелевых вертолетов и проведение параметрических исследований по определению влияния параметров вертолета на выбранный критерий эффективности;

• разработка алгоритма и сравнительная оценка различных вариантов формирования технического задания на проектирование легкого многоцелевого вертолета, предназначенного для выполнения заданного объема работ в регионе, характеризуемом специфическими природно-климатическими условиями;

• разработка алгоритма расчета себестоимости летного часа вертолета и затрат на выполнение транспортной задачи;

• выработка рекомендаций по выбору оптимальных параметров легких многоцелевых вертолетов, предназначенных для эксплуатации в природно-климатических условиях Ирана, и составу парка легких вертолетов.

В первом разделе диссертации проведен анализ вертолетного парка Ирана и особенностей природно-климатических условий этой страны, основных вертолетных баз и маршрутов, распределения среднемесячных температур по регионам, типов полетных заданий и годовых объемов перевозимых грузов.

Во втором разделе диссертации рассматривается математическая модель формирования облика легкого транспортного вертолета одновинтовой схемы. Исходными данными для выбора параметров вертолета являются:

• масса перевозимого груза,

• дальность полета,

• базовые высота и температура эксплуатации,

• статический и динамический потолки,

• максимальная скорость полета вертолета,

• тип и количество двигателей.

Описана разработанная автором комплексная программа расчета СБЕБЮЫ, которая состоит из ряда функциональных блоков, а также системы поиска и распределения информации, осуществляющей обмен данными между модулями и блоком исходных данных. При выборе параметров широко используется статистическая информация, обработанная для существующих вертолетов легкой весовой категории, а также поршневых и газотурбинных авиационных двигателей.

Программа СБЕЗЮИ включает в себя блоки предварительного выбора параметров вертолета, весового и аэродинамического расчета, выбора силовой установки, определения летно-технических характеристик, расчета критерия функциональной эффективности, по которому осуществляется выбор оптимальных параметров вертолета. При разработке программного обеспечения учитывались требования по обеспечению возможности проведения параметрического анализа и сокращению машинного времени для его выполнения.

Достоверность разработанных математических моделей подтверждена тестированием программы на примерах реальных вертолетов путем сопоставления фактических и расчетных параметров, полученных из условия обеспечения фактических летно-технических характеристик.

В третьем разделе диссертации с целью исследования влияния параметров транспортных вертолетов на критерии функциональной эффективности проведен параметрический анализ для вертолетов грузоподъемностью 300, 500 и 800 кг. Расчеты выполнены с помощью программного комплекса ООЕБЮЫ с использованием методов, описанных в разделе 2.

В четвертом разделе диссертации рассматривается математическая модель формирования парка транспортных вертолетов, эксплуатирующихся в заданных

Введение природно-климатических условиях. Исходными данными для формирования парка вертолетов являются:

• годовые объемы грузоперевозок, детерминированные по вертолетным базам, основным маршрутам и месяцам года,

• типовые профили полета на каждом из маршрутов,

• распределение среднемесячных температур по регионам вертолётных баз.

Предлагаемый метод формирования вертолетного парка основан на оценке удельных затрат на выполнение заданного объема работ и их минимизации. Исследуется зависимость указанного экономического критерия от параметров вектора технического задания на проектирование вертолета. Стоимость выполнения транспортной операции рассчитывается с учетом особенностей страны эксплуатанта на основе прогнозируемой цены вертолета с выбранными параметрами. Расчет цены вертолета выполняется на основе статистических формул К И. Натз'ъ. с учетом сделанных автором поправок на годовую инфляцию и количество произведенных вертолетов.

Для однотипового вертолетного парка, выполняющего перевозку непартионных грузов, проведено исследование влияния грузоподъемности вертолета на величину удельных затрат, потребных для выполнения заданного объема работ, детерминированного по вертолетным базам, основным маршрутам и месяцам года. Сформулированы рекомендаций по выбору оптимальных параметров легких транспортных вертолетов, предназначенных для эксплуатации в природно-климатических условиях Ирана.

Исследованы различные варианты формирования вектора технического задания на проектирование транспортного вертолета. Показано, что минимальные удельные затраты при перевозке непартионных грузов обеспечивают вертолеты, параметры технического задания на проектирование которых выбраны с учетом характеристик вертолетных маршрутов, средневзвешенных по объемам перевозок.

Рассмотрены три возможных способа выполнения транспортной операции по перевозке партионных грузов: одно-, двух- и трехтиповым вертолетным парком. Показано, что в рассматриваемой схеме грузоперевозок оптимальным вариантом является применение двухтипового вертолетного парка.

Выводы вертолета ориентировочно составит 1310 тыс. $, стоимость летного часа — 980 $/час, удельные затраты на эксплуатацию — 0,2 $/ткм.

9. Для перевозок непартионных грузов массой до 1000 кг оптимальным является двухтиповой вертолетный парк, который обеспечивает уменьшение удельных затрат на эксплуатацию на 9% по сравнению с однотиповым и на 3% по сравнению с трехтиповым вертолетным парком.

10. Оптимальный двухтиповой вертолетный парк для перевозки партионных грузов массой до 1000 кг на 80% по численности состоит из более легких вертолетов грузоподъемностью т1ПН » 600 кг, и на 20% из более тяжелых, грузоподъемностью т2пн ~ Ю00 кг.

1. Алесенко В.В. Экономический анализ авиационных комплексов, методика и справочно-нормативные материалы, МАИ 1986.

2. Антропов В. Ф. и др. Экспериментальные исследования по аэродинамике вертолета. "Машиностроение", 1972.

3. Баскин В. Э., Вильдгрубе JI. С., Вождаев В. С., Майкапар Г. И. Теория несущего винта. М., Машиностроение, 1973.

4. Бадягин A.A., Овруцкий Е.А. Проектирование пассажирских самолетов с учетом экономики эксплуатация. М., Машиностроение, 1964.

5. Бандура Е.В. , Касьяников В.А. , Квоков В.Н. , Расчет масс агрегатов вертолета методами математической статистики. В кн. «Проблемы проектирования современных вертолетов». МАИ, 1979

6. Баршевский В.Б. и др. Исследование летно-технических характеристик винтокрылых летательных аппаратов, предназначенных для местных воздушных линий. М., ОНТЭИ, ГОСНИИ ГА, 1970, с. 3-22.

7. Баршевский В.Б. Влияние энерговооруженности на производительность вертолетов. Технический отчет УВЗ, № 2, 1971.

8. Баршевский В.Б. Статистические данные зарубежных вертолетов. Обзор ЦАГИ № 678, 1988 .

9. Бахов О.П., Галичев И.Н. Особенности создания современных вертолетов для народного хозяйства. Тематический сборник "Оптимизация параметров при проектировании вертолетов народнохозяйственного применения". МАИ, 1982.

10. Богданов Ю.С., Брусов B.C. Оценка эффективности транспортных вертолетов. МАИ, 1982.

11. Богданов Ю.С. Оптимизация параметров транспортных вертолетов с использованием функций влияния. В кн. «Оптимизация параметров и конструктивных решений при проектировании транспортных вертолетов». МАИ, 1983.

12. Богданов Ю.С., Журавлев В.Н., Хренин А.П. Влияние показателей технического совершенства транспортных вертолетов на эффективность их применения. В кн. «Анализ конструкции и выбор параметров тяжелых транспортных вертолетов». МАИ, 1985.1. Литература

13. Богданов Ю.С. Анализ и выбор параметров вертолетов народнохозяйственного применения. МАИ, 1985.

14. Богданов Ю.С., Скулков Д.Д., Журавлев В.Н. Разработка методов автоматизированного проектирования скоростных вертолетов и их агрегатов. Технический отчет по НИР № 2193, МАИ, 1987.

15. Братухин И.П. Проектирование и конструкции вертолетов. М., Оборонгиз, 1955.

16. Братухин И.П., Шайдаков В.И., Артамонов Б.Л. Алгоритмы и программы расчетов при проектировании вертолетов. М., МАИ, 1978.

17. Бушмарин Л.Б. и др. Механические передачи вертолетов. Машиностроение, 1983.

18. Вильдгрубе JI.C. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. М. Машиностроение, 1977.

19. Вильдгрубе JI.C. Аэродинамика вертолетов. МАИ, 1978.

20. Володко А.М. Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика. М., Транспорт, 1984.

21. Гличев A.B. Экономическая эффективность технических систем. М., Экономика, 1971.

22. Голубев И.С. Аналитические методы проектирования конструкций крыльев. М. Машиностроение, 1970.

23. Голубев И.С. Эффективность воздушного транспорта, М., Транспорт, 1982.

24. Голубев И.С. Соизмерение технического уровня и эффективности при проектировании конструкций JIA. МАИ, 1986.

25. Горлин С.М. Экспериментальная аэродинамика, М., Машиностроение, 1970.

26. Горлов В.В. Российский рынок вертолетных услуг. "ВЕРТОЛЕТ", № 2, Казань, 1998.

27. Горощенко Б.Т., Дьяченко А.Н., Фадеев H.H. Эскизное проектирование самолета. М., Машиностроение, 1970.

28. Журавлев В.Н. Влияние параметров вертолетов на показатели эффективности их применения в качестве крана. В кн. «Оптимизация параметров и конструктивных решений при проектировании транспортных вертолетов». МАИ, 1983.

29. Жустрин Т.К. Анализ веса частей вертолета. Труды ЦАГИ, вып. 1516, 1975.

30. Жустрин Т.К., Кронштадтов В.В. Весовые характеристики вертолета и их предварительный расчет. "Машиностроение", 1978.

31. Жустрин Т.К. Расчетные методы оценки массовых характеристик вертолетов и их использование в решении основных задач предварительного проектирования. В кн. «Проблемы проектирования современных вертолетов». МАИ, 1979.

32. Завалов O.A., Скулков Д.Д. Проектирование вертолета. Методические указания к курсовой работе. М., МАИ, 1990.

33. Занозин П.В., Маврицкии В.И. О методе оптимизации параметров вертолета по совокупности критериев. Труды ЦАГИ, вып. 1500, 1971.

34. Игнаткин Ю.М. Аэродинамика элементов вертолета. — МАИ, 1987.

35. Касьяников В.А. Прогнозирование оптимальных технико-экономических параметров сельскохозяйственных вертолетов. М. Труды Всесоюзной научной конференции "Проблемы проектирования современных вертолетов", МАИ, 1979.

36. Касьяников В.А. Оптимизация технико-экономических параметров сельскохозяйственных вертолетов. Тематический сборник "Оптимизация параметров при проектировании вертолетов народнохозяйственного применения". МАИ, 1982.

37. Касьяников В.А. Оптимизация технико-экономических параметров сельскохозяйственных вертолетов. В кн. «Оптимизация параметров при проектировании вертолетов народнохозяйственного применения». МАИ, 1982.

38. Лосев Л. И. Некоторые рекомендации по выбору параметров сверхлегких и легких вертолетов. — «Авиация общего назначения», № 11, 1997.

39. Маврицкий В.И. Выбор рациональных параметров вертолета на режиме висе-ния. Труды ЦАГИ, вып. 1471, 1973.

40. Маврицкий В.И. О выборе рациональных параметров многоцелевого вертолета. Труды ЦАГИ, вып. 2015, 1979.

41. Миль М.Л., Некрасов A.B. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Кн. 1, Аэродинамика. М.: Машиностроение, 1966.

42. Михеев C.B. От «летающего мотоцикла» до «Аллигатора». Вестник воздушного флота, Аэрокосмическое обозрение, сентябрь октябрь, 1997.

43. Некрасов A.B. Общие проблемы проектирования транспортных вертолетов. МАИ, 1984.

44. Петручик В. П. Выбор оптимального типажа и основных параметров вертолетов-кранов. В кн. «Проектирование вертолетов», вып. 502, МАИ, 1974.

45. Петручик В.П. Некоторые вопросы построения алгоритмов весовой и геометрической компоновки вертолетов и АВВП. В кн. "Проектирование вертолетов", вып. 406, МАИ, 1977.

46. Прогнозы фирмы «ЭЛАЙД СИГНАЛ» по вертолетному рынку. «Аэрокосмос», № 20, стр. 73, 1999.

47. РОЛЛС-РОЙС предсказывает постепенное снижение спроса на рынке гражданских вертолетов. «Аэрокосмос», № 18, стр. 74, 1999.

48. Ружицкий Е.И. Вертолеты, т. 1, 2."Виктория", 1997

49. Саркисян O.A., Минаев Э.С. Экономическая оценка летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1972.

50. Серов И. А. Некоторые связи аэродинамических и транспортных характеристик вертолетов, Труды ЦАГИ, вып. 2159, 1982.

51. Тищенко М.Н., Некрасов A.B., Радин A.C. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. — М.: Машиностроение, 1976.

52. Шайдаков В. И., Артамонов Б. Л. Приближенный метод расчета аэродинамических характеристик шарнирного несущего винта в косом потоке. Технический отчет по НИР № 102-06"К", МАИ, 1975.

53. Шайдаков В. И. Дисковая вихревая теория несущего винта с постоянной нагрузкой по диску. В кн. «Проектирование вертолетов", вып. 381. МАИ, 1976.

54. Шайдаков В. И. Свойства скошенного цилиндрического вихревого слоя. В кн.: «Проектирование вертолетов», вып. 381. МАИ, 1976.

55. Шайдаков В. И., Артамонов B.JI. Приближенный метод расчета аэродинамических характеристик шарнирного несущего винта в косом потоке. В кн. «Проектирование вертолетов", вып. 406. - МАИ, 1977.

56. Шайдаков В. И. Обобщенная дисковая вихревая теория и методы расчета индуктивных скоростей несущего винта вертолета. В кн. «Проектирование вертолетов», вып. 406. МАИ, 1977.

57. Шайдаков В.И., Артамонов Б.Л. Методика аэродинамических и прочностных расчетов вертолетов с использованием ЭВМ. МАИ, 1978.

58. Шайдаков В. И., Асеев В. И. Поиск и разработка алгоритмов и программных модулей аэродинамического расчета шарнирного несущего винта вертолета. Технический отчет по НИР N° 102-14"П", МАИ, 1978.

59. Шайдаков В. И., Артамонов Б. Л., Асеев В. И., Маслов А. Д. Алгоритмы и программы расчета аэродинамических характеристик вертолетных винтов. Технический отчет по НИР № I02-14"n", МАИ, 1979.

60. Шайдаков В. И., Артамонов Б. Л., Асеев В. И., Маслов А. Д., Игнаткин Ю. М. Разработка алгоритмов и программ аэродинамического расчета для машинного проектирования вертолетов. Технический отчет по НИР № 1111, МАИ, 1979.

61. Шайдаков В.И., Артамонов Б.Л. Приближенный метод расчета аэродинамических характеристик несущих винта с типовым законом распределения циркуляции по радиусу лопасти. В кн. «Проблемы проектирования современных вертолетов». - МАИ, 1980.

62. Шайдаков В.И., Трошин И.С., Игнаткин Ю.М., Артамонов Б.Л. Алгоритмы и программы расчетов в задачах динамики вертолетов. МАИ, 1984.

63. Шейнин В.М., Козловский В.И. Проблемы проектирования пассажирских самолетов. М., Машиностроение, 1972.

64. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. М., Машиностроение, 1977.

65. Юрьев Б.Н. Аэродинамически расчет вертолетов. Оборонгиз, 1956.1. Литература

66. Clarh R., Bramwell A. R. S. Selected aspects of the aerodynamics of rotorcraft. J. of the RAS, № 686, 1968.

67. Davies, R.E.G. Airlines of the United States Since 1914, Smithson Institution Press, Washington DC, 1972.

68. Fabre P. Drag problems on rotary wing aircraft. AGARD LS, № 63, 1973.

69. Gas turbine engines, "Aviation week & space technology", No. 11, 1999.

70. Harris F. D., Scully M. P. "Rotorcraft Costs and Prices". American Helicopter Society, Vertical Lift Aircraft Design Conference, San Franciscp, California, January 18,20, 1995.

71. Harris F. D. "Helicopters Cost Too Much", NASA/Industry/Operator Rotorcraft Economics Workshop, Sponsored by the NASA Short Haul Civil Tiltrotor Program, NASA Ames Research Center, Moffett Field, California, May 7-8, 1996.

72. Harris F.D. Helicopter Cost Too Much. 53 rd Annual Forum Proceedings, American Helicopter Society, Virginia Beach, Virginia, April 29 May 1, 1997.

73. International commercial turbine helicopters. Bell helicopter, 1996.

74. Iran statistical yearbook. "Statistical center of Iran." 1986.

75. Iran statistical yearbook. "Statistical center of Iran." 1996.

76. James R. Neff. Analytical weight determination of articulated main rotor blades. The 30th Annual Conference of the Society of Aeronautical Weight engineers, 1971, Paper No 893.

77. Jane's. All the world's aircraft, 1996-97.

78. Johnson C. W. "Cost Drivers-An Operator's Perspective," NASA / Industry / Operator Rotorcraft Economics Workshop, Sponsored by the NASA Short Haul Civil. Tiltrotor Program, NASA Ames Research Center, Moffett Field, California, May 78,1996.

79. Magee J. P., Clark R., Alexander H. Conseptual design studies of 1985 commercial VTOL transports that utilize rotors. NASA CR-137599, vol. 1, 2, 1974.

80. Rens H. Swan. Rotary wing head weight prediction. The 31th Annual Conference of the Society of Aeronautical Weight engineers, 1972, Paper No 914.

81. Rotary wing aircraft. "Aviation week & space technology", No. 11, 1999.

82. Sheehy T. W. A general review of helicopter rotor hub drag data. J- of the AHS. № 2, 1977.1. Литература

83. Stepniewsky W.Z. Basic aerodynamics and performance of the helicopter, AGARD LS, № 63, 1973.

84. Williams R. Recent developments in circulation control rotor technology. AGARD CP- 111, Sept., 1972.

85. Wliittenbury C. "Heavy Lift Costs and Technology". NASA/Industry/Operator Rotor-craft Economics Workshop, Sponsored by the NASA Short Haul Civil Tiltrotor Program, NASA Ames Research Center, Moffett Field, California, May 7-8, 1996.

86. Wisniewski J.S. V/STOL a weight study of various concepts. The 28th Annual Conference of the Society of Aeronautical Weight engineers, 1969, Paper No, 783.

87. Wisniewski J.S. A parametric weight study of a composite material rotor blade. The 32th Annual Conference of the Society of Allied Weight engineers, 1973, Paper No, 950.

88. World military aircraft inventory, "Aviation week & space technology", No. 11, 1999.