Федеральная целевая программа «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года». Государственный заказчик Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Скачать 4.27 Mb.
|
| х/Dм – 0,23. Разработана модель условий возникновения помпажа многовального газотурбинного двигателя на примере двухвальных турбовентиляторных двигателей PW1000G и ПД-14 со сверхбольшой степенью двухконтурности (m 10), которые предполагается устанавливать на МС-21, под влиянием входных аэродинамических возмущений предельного уровня. Показано, что взлетно-посадочные (стартовые) условия эксплуатации МС-21 являются наиболее трудными для обеспечения газодинамической устойчивости двигателей из-за формирования интенсивного наземного вихря и наличия ветра (бокового и попутного) на характерных режимах работы двигателей, включая режим реверса тяги. Установлено, что за счет применения новых технологий, а именно использования трубчатой камеры сгорания вместо кольцевой, охлаждения корпуса КВД, специальной обработки корпуса КНД, установки решетки на входе в КВД и других мероприятий можно решить проблему помпажа, связанную с влиянием наземного вихря, с работой двигателей на переходных режимах (режим встречной приемистости), а также проблему безопасности полета при встрече самолета с вихревым следом от другого самолета или старта при сильном боковом ветре. Экспериментально исследованы характеристики нормального штопора динамически подобной модели самолета МС-21-200 в АДТ ЦАГИ Т-105. В результате исследований определены средние характеристики режимов штопора модели с различными комбинациями положений органов управления при крейсерской, взлетной и посадочной конфигурациях механизации крыла для диапазона положения центра масс 17 – 45 % САХ. Установлено, что модель в некоторых конфигурациях имела режимы как крутого штопора (угол атаки в штопоре не более 55°), так и плоского (угол атаки в штопоре 80° – 90°). Определены характеристики выхода модели из штопора при применении различных методов пилотирования, в том числе и с парашютом. Даны рекомендации по применению методов пилотирования, обеспечивающих надежный выход из крутого штопора, а также по параметрам противоштопорного парашюта. В соответствии с утвержденной схемой установки датчиков СИВСП на самолете МС-21-200 выполнено оснащение модели 128-97А с фюзеляжем Ф21 миниатюрными пневмометрическими зондами. Проведены испытания модели в аэродинамической трубе Т-128 в диапазонах угла атаки α=7…+28º и угла скольжения β=13…+13º при числах Маха набегающего потока М=0.2…0.9. По измеренным в процессе испытаний давлениям рассчитаны местные параметры потока (углы атаки и коэффициенты давления) в предполагаемых точках установки ПВД на самолете МС-21. Получены предварительные градуировочные зависимости местных параметров потока от истинных параметров полета во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета. Осуществлена установка серийного образца приемника воздушных давлений ПВД-40 в аэродинамической трубе ЦАГИ. Проведены градуировочные испытания ПВД-40 в АДТ ЦАГИ в диапазонах угла атаки α=30…+30º с шагом 2 и числа Маха набегающего потока 0,6…1,0. По измеренным в процессе испытаний давлениям с учетом влияния стенок трубы рассчитаны коэффициенты измеряемых ПВД-40 давлений при различных значениях числа Маха потока и угла атаки. Проведен пересчет полученных значений коэффициентов давления к виду, удобному для создания математических моделей. Полученные градуировочные зависимости представлены в графическом и табличном виде. Результаты испытаний в аэродинамических трубах Т-102, Т-105, Т-108, Т-128 натурных ПВД-40 и моделей самолета МС-21-200 оснащенных миниатюрными пневмометрическими зондами обобщены в математической модели СИВСП, позволяющей рассчитывать давления, воспринимаемые шестью ПВД-40, по заданным параметрам полета самолета (числу Маха, высоте, углам атаки и скольжения). Разработана базовая версия бортового алгоритма СИВСП, который вычисляет воздушные параметры полета самолета по воспринимаемым ПВД давлениям. Созданы внутримодельные тензовесы В6-710 с улучшенными техническими и метрологическими характеристиками для испытаний моделей самолета МС-21 и других пассажирских и транспортных самолетов на крейсерских режимах в АДТ Т-128. Разработана новая система встроенного контроля лопаток компрессора АДТ-128. Создан и установлен в АДТ-128 измерительно-вычислительный комплекс для контроля безопасности весовых испытаний моделей, в т.ч. моделей самолета МС-21. Система встроенного контроля лопаток компрессора СВК/ЛК позволяет контролировать состояние 216 датчиков обрывов на 108 лопатках компрессора в цифровом виде и с помощью устройства индикации. Измерительно-вычислительный комплекс ИВК М2/БМ позволяет осуществлять контроль безопасности весовых испытаний моделей по динамической нагрузке с помощью акселерометров, а также одновременно по динамической и статической нагрузкам на тензовесы. Проведены исследования по повышению точности испытаний моделей, в частности, самолета МС-21 в АДТ Т-128 при непрерывном проведении эксперимента. Исследованы динамические характеристики измерительных каналов ИИС MGC+ АДТ Т-128 для определения аэродинамических нагрузок и получены их оценки. Проведен анализ влияния динамических характеристик измерительных каналов на погрешность измерения аэродинамических нагрузок на крейсерских режимах при непрерывном эксперименте. Адаптированы алгоритмы сплайновой аппроксимации для фильтрации шумов измеряемых аэродинамических коэффициентов при непрерывном эксперименте с минимальными фазовыми искажениями. Получены ожидаемые оценки сходимости результатов непрерывного и обычного эксперимента на крейсерских режимах МС-21. Показано, что с учетом динамических свойств измерительных каналов сходимость может лежать в диапазоне 0,1 единицы аэродинамического качества. Проведен анализ компоновки самолета МС-21 с точки зрения выполнения вынужденной посадки на воду. На основании этого анализа, а также опыта испытаний в ЦАГИ моделей самолетов сходных компоновок и методики проведения испытаний на установке «Плавающая катапульта» сформулировано развернутое техническое задание на проектирование и изготовление модели, которое согласовано с головным разработчиком проекта МС-21. В качестве исходных данных для проектирования модели использована разработанная в конструкторском пакете CAD Unigraphics NX6 3D математическая модель фюзеляжа, крыла, мотогондол, шасси, створок шасси, хвостового оперения, обтекателя крыло-фюзеляж и трех положений механизации. На основании технического задания и 3D модели разработана конструкторская документация и изготовлена динамически подобная модель самолета МС-21-200 масштаба 1:11, отвечающая требованиям проведения катапультных испытаний на приводнение. На основе систематических расчетных исследований на базе уравнений Навье-Стокса аэродинамических характеристик и картины обтекания консольного и центропланного профилей крыла самолета МС-21 в посадочной конфигурации показано, что выбранные параметры предкрылка и закрылка близки к оптимальным и позволяют получить высокие значения подъемной силы и критического угла атаки. Рекомендовано для повышения эффективности механизации на посадочных режимах увеличить угол отклонения предкрылка на 2°…4°, что позволит повысить максимальное значение коэффициента подъемной силы на 0,1…0,15 и критический угол атаки на 1°…2° градуса. По результатам численных исследований проведена доработка элементов механизации крыла и после доработки проведены «весовые» испытания модели с модифицированной механизацией в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА, которые подтвердили результаты численных исследований. Проведена модификация модели, заключавшаяся в установке вихрегенераторов на мотогондолах, гребней-стекателей на крыле и увеличении размаха закрылка для повышения несущих свойств крыла на режиме посадки и обеспечения при этом эффективности поперечного управления (применение скоростного элерона). Результаты испытаний модифицированной модели показали необходимость установки вихрегенераторов, а также возможность увеличения размаха закрылка с использованием в качестве органа поперечного управления скоростного элерона. По результатам испытаний модели с механизацией, оборудованной внутримодельными тензовесами, в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА определены мгновенные истинные аэродинамические нагрузки, действующие на элементы механизации крыла на режимах взлета и посадки в диапазоне углов атаки от -4° до 30°. На основе полученных данных для каждого элемента механизации построены зависимости средних значений компонент аэродинамической силы и аэродинамического момента, а также их пульсаций, от угла атаки. С помощью процедуры быстрого преобразования Фурье выполнен гармонический анализ мгновенных нагрузок и построены их амплитудно-частотные спектры для всех исследованных режимов. Полученные аэродинамические нагрузки являются исходными данными при разработке узлов навески и приводов элементов механизации крыла самолета МС-21. С использованием методов многопараметрической оптимизации определены оптимальные значения геометрических параметров крыла самолета МС-21-400. Для выбранных оптимальных параметров крыла проведена оценка летно-технических и взлетно-посадочных характеристик. Разработаны рабочие чертежи механической части установки для исследования нестационарных аэродинамических характеристик самолета МС-21. Подобраны приводы для изменения установочного угла и создания колебательных движений модели по углам , , . Разработаны схемы управления приводами. Выбраны электродвигатели для приводов. Выбраны частотные преобразователи. Выбраны и взаимоувязаны системы измерения, управления и защиты стенда. Выполнено краткое описание установки и ее основных элементов. Разработан уточненный электронный банк аэродинамических характеристик самолета МС-21-200. На основе экспериментальных исследований моделей самолета в АДТ уточнены зависимость коэффициента продольного момента от угла атаки самолета в крейсерской конфигурации при  на больших углах атаки, влияние большого льда на аэродинамические характеристики самолета в посадочной конфигурации при и в конфигурации  при  и эффективность элеронов, интерцепторов и тормозных щитков в посадочной конфигурации.Проведено уточнение банка аэродинамических характеристик самолета МС-21-300. Учитывая то обстоятельство, что самолеты МС-21-300 и МС-21-200 отличаются только длиной фюзеляжа, уточнения осуществлены на основе экспериментальных характеристик моделей самолета МС-21-200 и расчетов. При этом: уточнены эффективности элеронов, интерцепторов и тормозных щитков в посадочной конфигурации и влияние обледенения. Они приняты такими же, как для самолета МС-21-200. Создана нелинейная модель «самолёт+СДУ» с учётом основных нелинейностей и особенностей цифровой реализации СДУ и проведен частотный анализ запасов устойчивости по амплитуде и фазе основного контура управления системы на основных режимах полёта, как для режима маневрирования, так и стабилизации углового положения. По результатам частотного анализа произведена коррекция настроек основного контура СДУ и сформулированы требования к параметрам нелинейностей приводов и временным запаздываниям. Уточнены состав и функции автоматизированной системы управления механизацией крыла (АСУМК). Разработаны алгоритмы АСУМК для случая использования шестипозиционного рычага управления механизацией. Уточнены алгоритмы упреждающей уборки механизации. Процессы упреждающей уборки механизации отработаны на пилотажном стенде ПСПК-102 при различной интенсивности турбулентной атмосферы в комплексе с выполнением других функций АСУМК по управлению механизацией. На пилотажном стенде ПСПК-102 с участием лётчиков-испытателей проведены исследования по отработке методики пилотирования на аварийной системе управления механизацией в условиях турбулентной атмосферы. Проведены экспериментальные исследования нестационарных аэродинамических характеристик модели самолета MC-21-200. Определены динамические производные комплексов при колебаниях по тангажу, рысканию и крену в широком диапазоне углов атаки. Исследовано также влияние наличия горизонтального оперения на динамические производные вышеперечисленных комплексов модели. Оценено влияние отклонения органов управления (стабилизатор, руль высоты, элероны и руль направлений) на демпфирование модели в различных каналах. Сформулированы основные требования, предъявляемые к ограничителям угла тангажа и крена. Разработаны законы работы ограничителей углов тангажа и крена на взлёте и посадке. Проведён анализ и выбраны параметры этих ограничителей, которые обеспечивают выполнение предъявленных требований. Проведены стендовые исследования по оценке алгоритмов ограничителя углов тангажа и крена на взлёте и посадке на пилотажном стенде ПСПК-102 ЦАГИ с участием лётчика-испытателя. По результатам стендовых исследований проведена коррекция параметров ограничителей угла тангажа и крена и подтверждена эффективность работы ограничителей угла тангажа и крена на взлёте и посадке с выбранными параметрами при различной турбулентности атмосферы. Выполнен комплекс работ по созданию панорамной системы визуализации пилотажного стенда самолета МС-21. Выполнена комплексная отработка пилотажного стенда самолета МС-21. Проведено комплексное тестирование систем при управлении от модели динамики полета. Проведены контрольные «полеты» для оценки качества работы всех систем пилотажного стенда. Обоснована и подтверждена расчетом структура централизованной гидросистемы управления самолетом МС-21. Проведен анализ последствий отказов элементов этой системы. Показано ее преимущество по сравнению с системой управления с автономными приводами и показаны возможности (пути) ее дальнейшего совершенствования. Разработана конструкторская документация стенда для испытаний и отработки системы рулевых приводов самолета МС-21 с системой загрузки позволяющей обеспечить максимальную нагрузку, соответствующую заявленной в параметрах приводов. Проведены исследования по обоснованию идеологии реконфигурации законов СДУ при отказах входных сигналов и произведен выбор их параметров. Произведена оценка функциональных возможностей СДУ в отказных ситуациях и выработаны рекомендации по реконфигурации алгоритмов с целью сохранения максимально возможного числа функций в отказных ситуациях. Выполнены исследования по выбору оптимальных настроек алгоритмов реконфигурации, позволяющих минимизировать негативные последствия при отказах входных сигналов. Выполнено уточнение параметров и эффективности систем повышения комфорта пассажиров и экипажа самолета МС-21 при полете в турбулентной атмосфере. Разработана динамическая модель упругого самолета с крылом из композиционных материалов и скорректированных упруго-массовых характеристик крыла и пилонов. Уточнены алгоритмы управления системы снижения турбулентных боковых перегрузок (ССП), использующей в качестве управляющего органа руль направлении. Разработан ограничитель угла скольжения при управлении самолета летчиком. Разработан технический проект на аппаратно-программный имитатор информационного обеспечения КСУ. Проведен анализ комплексирования систем ручного и автоматического управления САУ. Оценена возможность коррекции параметров дистанционной системы ручного управления (СДУ) в режиме автоматической стабилизации. Проведён сравнительный анализ расхода руля высоты на единицу перегрузки с его оценочным значением по алгоритмам СДУ. Исследована возможность оценки собственных частоты и демпфирования короткопериодического движения самолёта по оценочному значению и априорному знанию ряда аэродинамических характеристик. Исследована возможность изменения коэффициентов статических обратных связей с учётом обеспечения необходимого запаса устойчивости в режиме автоматической стабилизации угла тангажа. Выполнены расчётные исследования по выбору параметров ограничителей предельных режимов (ОПР). Проведена стендовая отработка алгоритмов ОПР на пилотажном стенде ПСПК-102 с участием лётчиков-испытателей, получены оценки и даны рекомендации по коррекции алгоритмов и параметров в части ОПР. Сформулированы требования к путевому управлению. Проведена оценка самолёта как объекта управления в продольном и боковом каналах, получены основные характеристики устойчивости и управляемости самолёта без СДУ. Уточнены настройки СДУ на основных режимах полета и конфигурациях самолета МС-21. Скорректированы настройки основных параметров СДУ и получены результаты моделирования динамики самолёта с выбранными настройками. Предложен модифицированный алгоритм увеличения тяги, уменьшающий вероятность ложного форсирования тяги. Проведена стендовая отработка алгоритмов основного контура СДУ с участием лётчиков-испытателей и коррекция основных параметров СДУ. Получена оценка по основным характеристикам устойчивости и управляемости самолёта с СДУ. Получены настройки СДУ, обеспечивающие удовлетворительные характеристики управляемости самолёта МС-21. Проведены расчётные исследования по выбору настроек параметров резервного контура СДУ. В исследованиях на пилотажном стенде ПСПК-102 ЦАГИ с участием лётчика-испытателя дана оценка характеристик устойчивости и управляемости самолёта с резервной системой управления с выбранными расчётным путём параметрами системы и проведена коррекция основных параметров системы. Разработана математическая модель и программа расчета движения по ВПП проектируемого самолёта МС-21-200. Для проведения исследований вопросов динамики, устойчивости и управляемости и отработки системы управления самолета МС-21 на пилотажном стенде ПСПК-102 установлены и задействованы два комплекта боковых ручек управления (БРУ) с системой электромеханической загрузки. Выполнена настройка характеристик загрузки БРУ и оценка возможности их изменения в широких диапазонах. Получены первые оценки летчиков по управляемости самолета с активными БРУ. Проведены исследования характеристик устойчивости и управляемости самолёта как объекта управления в продольном канале на типовых режимах полёта. Разработаны альтернативные алгоритмы системы дистанционного управления СДУ в продольном канале. Разработана динамическая модель упругого самолета с крылом из композиционных материалов. Уточнены алгоритмы управления активной системы управления, обеспечивающие снижение экстремальных маневренных и ветровых нагрузок на крыло. Проведены расчетные исследования эффективности ограничителя пиковых нагрузок на горизонтальное оперение (ГО) самолета МС-21-300 и уточнены параметры алгоритмов системы продольного управления. Проведено исследование влияния запаздывания развития отрыва потока на крыле на аэродинамические характеристики самолета при неустановившемся движении на больших углах атаки. В аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей Т-103 проведено исследование квазистационарных аэродинамических характеристик в широком диапазоне углов атаки (  ) и скольжения ( ). В процессе экспериментов осуществлялось непрерывное изменение углов атаки для различных  и изменение углов скольжения для различных  . Динамические эксперименты выполнялись на установке вынужденных колебаний с большой амплитудой ОВП-102БА. В исследованиях реализовывались колебания по тангажу при различных углах скольжения для полной крейсерской конфигурации модели и модели без горизонтального оперения. Эксперименты при вынужденных колебаниях по рысканию проводились с амплитудой  и различных частотах  Гц при различных установочных углах атаки  . Получено, что при колебаниях по тангажу, вследствие запаздывания развития отрыва потока для коэффициента продольного момента наблюдаются значительные гистерезисные петли, которые не описываются с применением традиционной математической модели на основе вращательных и нестационарных аэродинамических производных. Для боковых аэродинамических характеристик при рассмотренных колебаниях по рысканию традиционная математическая модель дает удовлетворительные результаты. На основании проведенных экспериментальных исследований сделан вывод, что для учета эффектов запаздывания развития отрывного обтекания в продольном канале необходимо разработать более сложную математическую модель с использованием дополнительных дифференциальных уравнений. Использование традиционной математической модели на основе только аэродинамических производных может привести к значительным ошибкам при моделировании динамики полета при выходе на большие углы атаки.Проведены стендовые исследования по оценке устойчивости и управляемости самолёта при отказах сигналов информационно-измерительных систем. Разработаны алгоритмы реконфигурации законов СДУ, обеспечивающие сохранение максимально возможного числа функций. Рассмотрены отказы следующих сигналов, используемых в КСУ МС-21: приборной и истинной скоростей, числа М, угла атаки, угловых скоростей крена и рыскания, углов тангажа и крена, нормальной перегрузки, положения стабилизатора и текущего веса самолёта. Установлено, что при отказах сигналов приборной скорости и угла атаки нарушается работа ограничителя угла атаки. При маневрировании в пределах эксплуатационной области летная оценка отказной ситуации находится между «Без последствий» и «Ухудшение условий полёта». При выходе на углы атаки сигн оценка близка к «Аварийной ситуации». При отказе других сигналов характеристики устойчивости и управляемости в пределах эксплуатационной области ухудшаются незначительно по сравнению со штатной работой СДУ, работа ограничителя угла атаки остаётся удовлетворительной. Оценка полётной ситуации при таких отказах не хуже, чем «Сложная ситуация». Рассмотрены принципы построения ограничителей предельных режимов по углу атаки (ОПР-α) современных отечественных и зарубежных самолетов. Проведён обзор и анализ существующих алгоритмов увеличения тяги двигателей при выходе на режимы, близкие к сваливанию. Для самолётов семейства МС-21 разработан новый алгоритм увеличения тяги. В основу алгоритма положено вычисление прогнозируемого значения запаса по нормальной перегрузке. При прогнозируемом значении запаса по нормальной перегрузке меньше минимального безопасного алгоритм выдаёт разовые команды на уборку воздушных тормозов и увеличение тяги двигателей до максимальной. Проведены стендовые исследования для самолёта МС-21-200 с системой штурвального управления. Показаны эффективность и преимущества предлагаемого алгоритма по сравнению с реализованным на SSJ-100, который устраняет неблагоприятные последствия силовой неустойчивости по скорости при полёте на больших углах атаки. На пилотажном стенде ПСПК-102 ЦАГИ проведены экспериментальные исследования управляемости самолета МС-21 с использованием активной боковой ручки фирмы MOOG, имеющей электрическую систему загрузки. Выполнена доработка штатной модели системы загрузки для реализации активных функций БРУ и моделирования механической связи БРУ правого и левого летчиков. На основе , полученных результатов, а также с использованием предложенного в ЦАГИ теоретического подхода, разработаны рекомендации по оптимальным величинам статических характеристик управляемости (Хnyв,Pnyв,Xxэ,Pxэ) самолета МС-21 с БРУ в каналах тангажа и крена для основных режимов полета. Проведена оценка необходимого набора функций активных БРУ: тактильной индикации летчику о достижении границы допустимых значений угла атаки по режимам полета при срабатывании ОПР, целесообразности изменения характеристик загрузки БРУ по режимам полета, информационной эффективности синхронного отклонения двух БРУ при ручном пилотировании и работе автопилота. Показано, что тактильная индикация при срабатывании ОПР может быть реализована путем изменения характеристик загрузки активной боковой ручки и внесением в нее дополнительного усилия и/или предупредительной тряски. Выбраны величины амплитуды и частоты предупредительной тряски при достижении допустимых значений параметров полета. Проведена стендовая оценка характеристик устойчивости и управляемости самолёта МС-21-200 при движении по ВПП с использованием уточненной математической модели в части аэродинамических характеристик, характеристик двигателя и шасси. Исследовано влияние изменения эксплуатационной центровки, тяги двигателя и положения руля высоты на разбеге на величину нагрузки носовой стойки шасси при выполнении взлета самолета с максимальным и минимальным весами. Определены допустимые сочетания центровки и взлетной тяги самолета по условию нормальной работы системы управления поворотом носового колеса на разбеге. Показано, что для выполнения безопасного взлета самолета необходимо ограничение либо задних эксплуатационных центровок, либо использование специальной методики управления тягой двигателя и рулем высоты в зависимости от величины центровки и веса самолета. Математическое моделирование подтвердило возможность выполнения безопасного взлета самолета с использованием этой методики с сухой полосы в условиях воздействия бокового ветра Wz=-15 м/с. В результате исследований показано, что применение технологии активных БРУ имеет безусловные преимущества по сравнению с механически не связанными ручками, так как дает прямую информацию летчику об управляющих действиях другого летчика, делает более простой процедуру передачи управления и снимает необходимость согласования сигналов от двух БРУ. Для проведения сравнения эффективности взаимодействия экипажа при наличии активных и пассивных БРУ разработаны методы объективного анализа модели летчиков и динамики системы самолет-летчик при совместном управлении. При возникновении в полете критических ситуаций, требующих незамедлительного вмешательства в управление второго летчика (появление неожиданного препятствия, пропущенная пилотирующим летчиком команда об уходе на второй круг, отказ одной из БРУ и др.) наличие связи двух БРУ позволяет быстрее распознать факт вмешательства в управление другого летчика и принять согласованное решение о продолжении полета. В результате исследования эффективности взаимодействия первого и второго пилотов для случаев активных и пассивных БРУ показано, что применение технологии активных БРУ имеет безусловные преимущества по сравнению с механически не связанными ручками, так как дает прямую информацию летчику об управляющих действиях другого летчика, делает более простой процедуру передачи управления и снимает необходимость согласования сигналов от двух БРУ. Проведены расчётные и стендовые исследования алгоритма снижения реакции самолёта по крену на отклонение педалей. Данный алгоритм использует обратные связи на отклонение органов поперечного управления по сигналу угла скольжения с коэффициентом зависящим от высоты полёта. По результатам математического моделирования выбраны параметры ограничителя, которые обеспечивают плавное снижение степени реакции самолёта МС-21 по крену на отклонение педалей с уменьшением высоты полёта начиная с Н=80 м так, чтобы на режиме захода на посадку и посадке сохранялась небольшая прямая реакция по крену, соответствующая угловой скорости крена x≈5 град/с на полное отклонение педалей. Стендовое моделирование с участием лётчиков показало, что данный алгоритм упрощает методику пилотирования на последней фазе посадки перед касанием при боковом ветре и снижает вероятность касания ВПП крылом или мотогондолой. Разработанный алгоритм снижения реакции самолёта по крену рекомендован для реализации в КСУ МС-21. Разработано Техническое задание на оснащение экспериментальной базы лаборатории статических испытаний НИО-3 ФГУП «ЦАГИ» для проведения статических испытаний планера самолета МС-21, на основе которого подготовлен проект перечня критических расчетных случаев нагружения, необходимых для анализа объема испытаний конструкции планера МС-21, проведена оценка достаточности имеющегося оборудования и определены потребности дооснащения лаборатории испытательным и технологическим оборудованием и средствами измерений, разработаны требования к объему документации, необходимой для подготовки лаборатории статических испытаний к испытаниям планера самолета МС-21, а также требования к экземпляру самолета, поставляемому для проведения статических испытаний. Проведена аттестация в соответствии с ГОСТ Р8.563 методики выполнения измерений деформаций (МВИ-0002-03-001) натурной конструкции при статических испытаниях на стендах лаборатории статических испытаний и методики измерений давлений (МВИ-0004-03-001) при испытаниях натурной конструкции герметических отсеков фюзеляжа. Разработана методика подготовки и проведения статических испытаний натурных авиационных конструкций с помощью автоматизированных систем нагружения. Методика включает алгоритмы функционирования и последовательность их выполнения, процедуры задания исходных данных в виде таблицы-задания подготовки оборудования для стенда нагружения, подготовки системы к испытаниям, отладки каналов нагружения, градуировки и поверки измерительных каналов, проведения испытаний, контроля за состоянием объекта испытаний и функционированием системы, программного выхода из аварийных ситуаций. Определены диапазоны изменения измеряемых параметров, требования к средствам измерения и допустимые погрешности измерения. Разработаны алгоритмы первичной и вторичной обработки измерительной информации статических и тепловых испытаний натурных конструкций, их агрегатов и образцов из металлических и композиционных материалов для новой измерительной информационной системы «Прочность-10000». В результате работы создан новый усовершенствованный и адаптированный к ИИС нового поколения «Прочность-10000» регламентирующий документ по алгоритмам обработки результатов прочностного эксперимента, который предназначен для использования при создании усовершенствованного программного обеспечения измерительных систем, применение которых сократит трудоемкость и время проведения обработки результатов определения напряженно-деформированного и теплового состояния конструкций летательных аппаратов. На основе анализа климатических факторов окружающей среды в условиях стоянки и полета, которые необходимо учитывать при составлении и разработке программ климатико-прочностных испытаний крупноразмерных образцов конструкции из полимерных КМ среднемагистрального пассажирского самолета установлено, что минимальное и максимальное значения температуры планера на стоянке составляют -600С и +820С, а относительная влажность воздуха 20%...98%; минимальное значение температуры в полете составляет -550С. Выбраны режимы ускоренных климатико–прочностных испытаний органов управления (закрылки, рули, элероны и др.) и других крупногабаритных агрегатов самолета МС-21, которые необходимо воспроизводить при проведении статических и ресурсных испытаний. На основе расчетов и испытаний элементарных образцов показано, что при длительной эксплуатации самолета максимальное влагосодержание в ПКМ достигает 0.85 от предельной величины. Определена длительность влагонасыщения в климатических камерах для крупноразмерных композитных конструкций. Для проведения усталостных испытаний отсека цилиндрической части фюзеляжа разработана силовая схема стенда, которая включает силовую плиту, герметизирующую отсек фюзеляжа для создания избыточного давления и нагружающее устройство, реализующее изгиб и кручение. В соответствии с этой схемой определены Технические требования к граничным условиям крепления и нагружения отсека цилиндрической части фюзеляжа, которые определяют жесткостные характеристики и силовые факторы для проектирования торцов цилиндрической оболочки. Важным этапом при сертификации основных конструкционных материалов планера самолета МС-21 является проведение испытаний на трещиностойкость обшивки фюзеляжа. Для решения этой задачи проведены испытания листов из алюминиевого сплава 1163 РДТВ. Целью данных испытаний является получение критического условного коэффициента интенсивности напряжений Kcу с построением кривой сопротивления распространению трещины (R-кривая). Получены значения Kcу необходимые для расчета конструкции самолета из алюминиевого сплава 1163 РДТВ. Исследована усталостная долговечность образцов, имитирующих различные варианты исполнения продольного и поперечного стыков обшивок фюзеляжа самолета МС-21, с целью определения ресурсных характеристик основных силовых элементов фюзеляжа и выбора конструктивно-технологических решений. Изучалось влияние на долговечность стыков фюзеляжа толщины листов и метода утонения регулярной зоны обшивки фюзеляжа путем химического и механического фрезерования. Исследовалось влияние на ресурсные характеристики стыков типа и диаметра крепежных элементов (заклепки и болт-заклепки, глубина зенковки). На основе проведенных исследований разработаны рекомендации по использованию механической фрезеровки для утонения обшивки фюзеляжа с увеличением радиуса и чистоты поверхности галтельного перехода. Выбраны варианты технологии исполнения стыков, обеспечивающие высокие усталостные характеристики фюзеляжа. На основе комплексных исследований характеристик аэроупругости с учетом актуализированных исходных данных и анализа результатов ранних исследований уточнены характеристики аэроупругости и запасы аэроупругой устойчивости самолета МС-21 с комплексной системой управления (КСУ), дана оценка эффективности активной системы снижения нагрузок по усталостной повреждаемости агрегатов планера в условиях типовой эксплуатации с учетом опыта применения на отечественных и зарубежных пассажирских самолетах, уточнена методика проведения испытаний этой системы. Разработаны рекомендации по уточнению нагрузок на планер и шасси на наземных режимах эксплуатации, рекомендации по применению МОС25.302 для расчета нагрузок при полете в неспокойном воздухе, обеспечивающие выполнение мероприятий по сертификации МС-21. Разработана концепция исследований жесткостных и частотных характеристик натурного пилона с двигателем в лабораторных условиях на макетной модели, которая позволяет на более раннем этапе создания самолета уточнять расчетные динамические модели по исследованию на флаттер и полета в турбулентной атмосфере. Для снижения динамических нагрузок действующих на самолет при полете в неспокойном воздухе предложен новый подход и разработан проект механического устройства для демпфирования колебаний двигателя на пилоне. Это позволит на ранних стадиях создания МС-21 исследовать и оптимизировать подвеску двигателя с точки зрения обеспечения безопасности по флаттеру и решения задач полета в неспокойной атмосфере. На основе анализа отечественных и зарубежных работ предложены рациональные экспериментальные методы исследования нестационарных аэродинамических нагрузок на моделях в АДТ с целью прогнозирования границ и интенсивности бафтинга самолета МС-21 на стадии рабочего проектирования. Рассмотрены возможности доработки и применения флаттерных ДПМ и аэродинамических жестких моделей для исследования бафтинга самолета в целом и его отдельных частей. Выполнен анализ результатов весовых испытаний аэродинамической модели с жестким крылом № 9 без механизации самолета МС-21 в АДТ Т-128 и получены оценки границ бафтинга по зависимости коэффициента подъемной силы  от угла атаки α и числа Маха М  . Достоверность оценки подтверждена прогнозированием границ бафтинга, выполненным для самолета RRJ-95, которые дали удовлетворительное совпадение с результатами летных испытаний на больших углах атаки. Уточнены требования по доработке многоцелевой аэроупругой полумодели самолета МС-21 для исследования бафтинга на взлетно-посадочных и крейсерских режимах. Разработаны концепции и усовершенствованы методы исследования безопасности самолета МС-21 от шимми колес шасси на этапах разработки и сертификации с учетом отечественного и зарубежного опыта, в том числе предложена новая методика проведения и обработки результатов частотных испытаний опор шасси в составе самолета на основе применения аппаратных средств LMS Scadas3 10W, ICP-акселерометров и специализированного пакета программ LMS Test.Lab для анализа характеристик колебаний конструкций при гармоническом возбуждении, выполнено развитие методики лабораторных испытаний опоры шасси на шимми колес на основе применения усовершенствованной системы измерений, регистрации и программных средств обработки временных процессов колебаний колес - пакета WinПОС, предназначенного для обработки измерительной информации с помощью стандартных математических и статистических алгоритмов, графического представления данных и документирования, выполнено развитие методики анализа шимми на этапе летных испытаний самолета, позволяющей повысить точность оценки безопасности самолета от шимми колес до первого вылета за счет использования результатов спектрального анализа переходных процессов колебаний колес после их наезда на нормированное препятствие- «доску шимми». Разработаны методика и конструктивные решения обеспечения динамической прочности при проведении испытаний аэродинамической исполнительной модели МС-21, установленной на электровесах АДТ Т-128, на больших углах атаки с помощью механических демпферов типа ДУК-21, которые позволяют обеспечить безопасность аэродинамических моделей за счет резкого снижения амплитуды колебаний на критических (срывных) режимах, устраняют опасность разрушения модели и повреждения главного компрессора АДТ Т-128. Создан автоматизированный стенд, который позволяет оперативно и с высокой точностью определять массово-инерционные характеристики (МИХ) элементов до 10 кг ДПМ самолета. При этом для определения МИХ не требуется высокая инженерная квалификация. Кроме того, при необходимости, стенд позволяет доводить модель до заданных по проекту МИХ. Созданы 5-ти компонентные тензовесы высокой чувствительности (Y= 1000н) для исследований явлений статической аэроупругости моделей самолета МС-21 в АДТ Т-103. Это позволяет повысить точность экспериментальных исследований, использовать созданные тензовесы и в исследованиях бафтинга с помощью полумоделей, Проведены экспериментальные исследования механизированного крыла в посадочном положении с упругоприкреплённой хвостовой частью фюзеляжа с упругонавешанными рулями высоты и направления для имеющейся бафтинговой модели самолёта МС-21, используемой при испытаниях в аэродинамической трубе Т-203. Установлено, что вихревая пелена, сходящая с мотогондол и механизированного крыла, а также с гладкого упругого крыла, в диапазоне исследованных углов атаки и скольжения (докритических), в основном, уходит под горизонтальное оперение и не оказывает существенного влияния на колебания хвостовой части самолёта. Выполнены испытания на статическое растяжение и сжатие при нормальной и повышенной (82°С) температурах влагонасыщенных конструктивных образцов зарубежных углепластиков, изготовленных по разным технологиям. Установлено, что влияние влагонасыщения и температуры испытания на прочностные характеристики зависит от вида нагружения, концентрации напряжения и, в незначительной мере, от связующего. В общем, коэффициент сохранения прочности находится в диапазоне 0.7÷1.23. Влагонасыщение до равновесного состояния и температура испытания 82°С, как правило, повышают исходную прочность при растяжении образцов гладких и с надрезом на 1÷23%. При этом максимальные абсолютные значения прочности гладких образцов находятся в диапазоне 1370÷1520 МПа, а образцов с надрезом - 594÷604 МПа. Испытания на сжатие при 82°С влагонасыщенных образцов гладких, с надрезом и с ударным повреждением показали только снижение прочности на 3÷30%. При этом абсолютные значения прочности образцов с концентраторами напряжений практически одинаковы для испытанных материалов: 260÷300 для образцов с надрезом и 243÷328 МПа для образцов с ударным повреждением. Проведены испытания на усталостную долговечность образцов заклепочных и болтовых соединений без и с предварительным обжатием отверстий под крепеж. Получено примерно двукратное увеличение долговечности образцов с предварительным обжатием отверстий. Проведены расчетно-экспериментальные исследования влияния ударных повреждений на характеристики прочности элементов конструкции из композиционных материалов. Проведены испытания фрагментов стенки нервюры крыла без выреза и с вырезом на сдвиг. Предложен предварительный проект регламента технического обслуживания основных силовых элементов конструкции самолёта по условиям усталостной прочности и живучести. Разработаны: методика выборочного контроля конструкции по условиям усталостной прочности и живучести и методика получения оперативного вероятностного критерия оценки коррозионного состояния опасных по условиям коррозии мест ВС, рекомендации по неразрушающему контролю элементов конструкции планера из композиционных материалов. Определены технические требования по ресурсу конструкции и процедуры их выполнения для конструкций металлических фюзеляжей. Спроектирована и изготовлена новая уточненная многофункциональная динамически-подобная модель (ДПМ) консоли крыла самолета МС-21, проведены ее лабораторные стендовые испытания и разработаны рекомендации для уточнения конструкции ДПМ консоли крыла самолета МС-21 и ее расчетной схемы. Усовершенствован метод видеограмметрии с маркерными точками. Предложена схема экспресс-калибровки, модернизирована процедура обработки изображений и представления результатов. Выполнен анализ результатов испытаний на многократные сбросы, разработана методика копровых испытаний на многократные сбросы колесного шасси. Выполнен расчет и обоснование эквивалента повреждаемости в процессе посадочного удара. Проведена процедура расчета объёмов многократности копровых сбросов с использованием статистических данных по повторяемости значений вертикальных скоростей приземления. Выбраны критерии разрушения и методики расчета для обоснования статической прочности элементов конструкций из композиционных материалов. Проведены расчетные параметрические исследования остаточной прочности образцов и подкрепленной панели с производственными и эксплуатационными повреждениями. Проведен расчетный анализ влияния температуры и влажности на характеристики прочности и деформативности элементов конструкций из КМ. Методики протестированы с использованием экспериментальных данных. Даны рекомендации по обоснованному выбору необходимого критерия разрушения и обработке получаемых результатов. Предложены методы оценки прочности и устойчивости композиционных пластин. Даны рекомендации по построению конечно-элементных моделей панелей, выбору методов расчета их местной и общей устойчивости, оценки несущей способности и анализу получаемых результатов. Разработана методология расчета несущей способности отсеков крыла, фюзеляжа и оперения на основе балочной аналогии. Даны рекомендации по рациональному выбору диаметров болтов, их количеству и расположению в зоне соединения. Разработаны вспомогательные алгоритмы вычисления коэффициентов перегруженности в слоях КМ и генерации конечно-элементной модели подкрепленной панели с произвольным количеством стрингеров. Разработан алгоритм расчета коэффициентов линейного термического расширения и коэффициентов влажностного расширения для слоистого полимерного КМ. Разработаны конечно-элементные модели участков нижней панели прототипа крыла самолета МС-21 с люками–лазами. Даны рекомендации по проектированию панелей из КМ с люками–лазами. Выполнен подбор формы, размеров поперечных сечений и схемы укладки монослоев из КМ для типовых балок и стоек пола. Дана оценка экономии веса конструкции при использовании КМ для балок и стоек пола. Выполнена отработка местной прочности стыков балок и стоек с элементами каркаса фюзеляжа. Разработаны рекомендации для рабочего проектирования пола пассажирской кабины из композитных балок. Разработаны конструктивно-технологические варианты интегральных конструкций элементов управления из ПКМ. Проведены испытания образцов выбранных конструкций складчатых панелей на ударостойкость и живучесть. Выработаны рекомендации по оптимизации интегральных конструкций складчатого типа и технологии их изготовления. Выполнено методическое сопровождение и обоснование ресурса и живучести конструкции самолета МС-21. Обоснована применимость критерия живучести фюзеляжа "МС-21" с двухпролётной продольной трещиной в обшивке с разрушенным центральным шпангоутом. Предложена методика оценки долговечности соединений планера самолёта. Выполнен проектировочный расчёт долговечности и ресурса элементов поперечных стыков консолей крыла и центроплана, а также зон крепления ДУ. Даны предложения по оптимизации геометрических параметров рассмотренных зон. На основе сравнительного анализа характеристик образцов зарубежных углепластиков изготовленных по разным технологиям даны рекомендации для оценки допускаемых напряжений для агрегатов, выполненных из композиционных материалов. Разработана многоканальная система измерения аэродинамических нагрузок, деформаций и угловых перемещений конструкций УПМ и введена в экспериментальный процесс. Разработана математическая модель самолета и определены рациональная структура и законы управления активной системы снижения нагрузок и эквивалентные по усталостной повреждаемости нагрузки на все агрегаты планера для всех режимов типового полета. Уточнены характеристики типовой эксплуатации. Определены повторяемости нагрузок и эквивалентные по усталостной повреждаемости нагрузки на все агрегаты планера для всех режимов типового полета. Проведена оценка влияния активной системы снижения нагрузок на повреждаемость элементов конструкции, в том числе выполненных из композиционных материалов. На основе исследований современных экспериментальных методов анализа амплитудно-частотных характеристик конструкций самолетов определены основные методики и разработан состав комплексного стенда для проведения наземных частотных испытаний опытного самолета МС-21 и его агрегатов. Разработана конструкторская документация на пневмоопоры комплексного стенда, который модернизирован и дооснащен современным оборудованием. Проведены исследования по оптимизации состава и технологии получения наноклеевой композиции: решена задача диспергирования наночастиц в клеевой композиции; определена рациональная концентрация нанокомпонентов. Разработана технология подготовки рельефа поверхностей для нанесения наномодифицированного клеевого слоя, обеспечивающая достижение максимальных прочностных свойств клеевых соединений композиционного материала и титанового сплава. Проведены испытания на прочность образцов при сдвиге клеевого соединения стеклопластика и титанового сплава, при повышенной температуре. Проведены испытания на прочность образцов, имитирующих соединения элементов конструкции, из углепластика для реализации на них вариантов клееболтовых соединений. По результатам установлены параметры болтов и отверстий, обеспечивающие равнопрочность на смятие и срез. Разработана концепция конструкции крупномасштабной многофункциональной аэроупругой модели крыла, предназначенной для исследований флаттера, бафтинга и характеристик статической аэроупругости. Разработана концепция встроенных систем измерения вибропараметров модели при исследованиях флаттера и встроенных и внешних систем измерения упругих деформаций модели, распределённых аэродинамических нагрузок, шарнирного момента и эффективности элерона при исследовании характеристик статической аэроупругости. Для оптимизации экспериментальных исследований разработана предварительная расчётная математическая модель физической аэроупругой модели. Выполнены параметрические расчёты флаттера, реверса и др. аэроупругих характеристик модели с учётом сжимаемости воздуха в лётном диапазоне скоростей. Выполнена расчетная оценка акустической эффективности системы шумоглушения для силовой установки самолета МС-21. Рассмотрено 9 вариантов системы шумоглушения вентилятора двигателя и 9 вариантов комплексных систем шумоглушения одновременно вентилятора и реактивной струи двигателя ПД-14. Выполнена расчетная оценка параметров изоконтуров шума на местности. Выполнен анализ основных результатов, касающихся механизмов генерации шума предкрылком. Проанализированы возможности измерительного стенда АС-1 ЦАГИ с точки зрения размера создаваемого в заглушенной камере потока и его скорости. На основе проведенных исследований сформулировано техническое задание на изготовление модели крыла, разработана трехмерная модель участка крыла с элементами механизации и изготовлена модель участка крыла в сборе, отвечающая поставленным требованиям к проведению акустических измерений. Предложена новая концепция шумоглушения перспективного крыла МС-21. Создан макет модифицированного предкрылка с гофрированной нижней кромкой, разработана и изготовлена дополнительная модель модифицированного предкрылка. Определен облик бортовой конструкции с новыми теплозвукоизолирующими и вибропоглощающими материалами. Выполнено численное исследование трехмерного нестационарного неизотермического турбулентного течения воздуха внутри кабины экипажа самолета МС-21 при его вентиляции с целью определения основных параметров движения воздуха и их оптимизации на этапе технического решения проекта и получена полная трехмерная картина течения воздуха при аэротермовентиляции кабины пилотов. Рассчитаны траектории движения потоков воздуха внутри кабины, поля скоростей, давления, температуры и характеристик турбулентности. Проанализированы поля скорости и температуры в различных сечениях кабины пилотов. На основе анализа численных данных выданы рекомендации по оптимизации параметров системы аэротермовентиляции кабины экипажа самолета МС-21. Проведены расчетно-экспериментальные параметрические исследования по определению облика системы шумоглушения для силовой установки самолетов МС-21-200 и МС-21-300 с двигателями типа ПД-14. Рассмотрены одно, двух и трехслойные звукопоглощающие конструкции резонансного типа с перфорированными листами или с поглощающими сетками, а также их комбинации с применением в качестве поглощающих слоев гомогенных материалов. Рассмотрено 30 вариантов различных комбинаций ЗПК и глушителей шума реактивной струи для воздухозаборника и двигателя самолета. Максимальная расчетная акустическая эффективность комплексной системы шумоглушения для силовой установки самолета МС-21, полученная в данном исследовании, составляет 22-23 EPNдБ, что обеспечивает выполнение самолетом норм Главы 4 стандарта ИКАО с запасом до 15 EPNдБ в сумме по трем контрольным точкам на местности. Выполнены комплексные исследования акустических и аэродинамических характеристик двухконтурных шумоглушащих сопел ТРДД с раздельным выхлопом. Определены тяговые, газодинамические и акустические характеристики сопел во всем диапазоне режимов работы двигателя. Получены данные для определения оптимальных форм сопел реактивных двигателей с целью минимизации потерь тяги и уровней генерируемого шума. Предложенная схема модификации кромки реактивного сопла (система мини-дефлекторов) обеспечивает снижение широкополосного шума струи в области максимума излучения не менее чем на 6 дБ, при потерях эффективной тяги сопла не более 1,5 %. Расчетным путем определены суммарные уровни звукового давления и спектры пульсаций давления на поверхности самолетных конструкций в ближнем поле реактивных струй СУ, которые явились исходными данными для оценки усталостной прочности конструкции планера в хвостовой части фюзеляжа и на нижней поверхности крыла в зоне закрылка. Спроектирована и изготовлена упрощенная модель шасси самолета МС-21 для акустических испытаний. Проведено предварительное расчетно-экспериментальное исследование модели шасси и дополнительных шумоглушащих элементов с точки зрения снижения шума в источнике. По результатам расчетных исследований предложен способ снижения шума шасси с помощью пластин, устанавливаемых в следе за обтекаемыми телами. Экспериментально получено на модели шасси снижение шума от 2 дБ до 5 дБ в зависимости от рассматриваемой геометрической конфигурации и направления на точку наблюдения. Выполнено теоретическое обоснование разрабатываемого способа снижения шума шасси. На основе проведенных теоретических, расчетных и экспериментальных исследований составлено техническое задание (ТЗ) на изготовление модели основной стойки шасси МС-21 с шумоглушащими элементами масштаба 1:10. Выполнено экспериментальное исследование звукоизолирующей эффективности теплоизолирующих и вибропоглощающих материалов «микролайт», АТМ-1МК, «Комак», ВТП-1В с различными поверхностными массами и различными схемами размещения на бортовой конструкции фюзеляжа самолета МС-21. Исследование проведено на типовой фюзеляжной панели в обеспечение достижения нормы ПС-70 (ГОСТ 20296-81) на уровни шума в салоне самолетов семейства МС-21. На основании полученных результатов разработана новая схема бортовой теплозвукоизолирующей конструкции фюзеляжа самолета МС-21. Проведено численное исследование основных параметров систем вентиляции пассажирского салона самолета МС-21. Рекомендован способ, позволяющий улучшить характеристики вентиляции салона самолета в зоне нахождения пассажиров за счет снижения начальной скорости подачи чистого воздуха при сохранении его расхода путем расширения сопел подачи. В целях интенсификации течения в застойных зонах пассажирского салона самолета рекомендовано использование профилировки багажной полки. С помощью изменения геометрии этой зоны можно перенаправить поток чистого воздуха в зону нахождения пассажиров. Эти мероприятия позволяют значительно повысить эффективность прогрева и охлаждения салона самолета в зоне пассажирских кресел и заметно увеличить эффективность стояночного прогрева пассажирского салона самолета. Проведен анализ степени электрификации бортового оборудования самолета МС-21. Сформулированы основные направления реализации концепции «более электрического» самолета следующего поколения с оценкой ожидаемой эффективности мероприятий. Разработаны технические предложения на его агрегаты и системы. Рассмотрены варианты последовательного внедрения технологий в системы управления. Выполнены |
Похожие:
 | «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года» |  | Министерство транспорта Российской Федерации по подпрограмме «Развитие экспорта транспортных услуг», подпрограмме «Автомобильные... |
| Министерство транспорта Российской Федерации по подпрограмме «Развитие экспорта транспортных услуг», подпрограмме «Автомобильные... | | Министерство транспорта Российской Федерации по подпрограмме «Развитие экспорта транспортных услуг», подпрограмме «Автомобильные... |
| По направлению «капитальные вложения» проведение работ по строительству и реконструкции следующих объектов | | Федеральная целевая программа «Культура России (2012–2018 годы)» утверждена постановлением Правительства Российской Федерации от... |
| Федеральная целевая программа «Жилище» на 2002-2010 годы, утвержденная постановлением Правительства Российской Федерации от 17. 09.... | | Российской Федерации "Развитие авиационной промышленности на 2013-2025 годы" Шифр "Авиагоспрограмма-3", реализуемой в рамках Государственной... |
| Федерального закона от 12. 04. 2010 n 61-фз производство лекарственных средств должно соответствовать требованиям правил надлежащей... | | Обоснование значимости отрасли торговли для экономики и необходимости разработки Стратегии 7 |