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.
|
По группе мероприятий "обновление материально-технической базы и формирование научно-технического задела в сфере авиационных технологий" В целях формирования научно-технического задела, обеспечивающего развитие авиационной техники российского производства в области аэродинамики и прочности летательных аппаратов к наиболее важным результатам исследований можно отнести следующие: 1.Проведено исследование конструктивно-силовой схемы крыла магистрального пассажирского самолета с различным удлинением. Представлена оценка влияния упругости конструкции кессона крыла на весовые параметры. Разработана математическая модель ближнее-среднего магистрального самолета с крылом увеличенного удлинения λ=12.5 для исследования характеристик аэроупругости. Показано, что для самолета с крылом увеличенного удлинения характерны две формы флаттера и в симметричном, и в антисимметричном случаях. По результатам параметрических расчетов определены участки крыла, в которых наиболее выгодно усиливать конструкцию для обеспечения запасов по скорости флаттера. Основные закономерности влияния параметров конструкции и потока на характеристики флаттера подтверждены результатами испытаний методической динамически подобной модели консоли крыла с удлинением λ=12.5 в дозвуковой аэродинамической трубе Т-103. 2.Детально проработан облик перспективного сверхзвукового делового самолёта (СДС). Выполненные расчетные оценки его аэродинамических, тягово-экономических, массово-упругих и лётно-технических характеристик подтвердили ранее заявленные высокие показатели. При использовании специальных сопловых аппаратов и ЗПК существует возможность выполнения норм по шуму действующей Главы 4 при выбранной степени двухконтурности двигателей. Выполнена расчетная оценка ожидаемых уровней шума на местности сверхзвукового делового самолета с величиной взлетной массы 120т (СДС-120). Основным методом снижения уровней шума на местности рассматривается экранирование шума силовой установки элементами планера – крылом и хвостовым оперением. Сформирована предварительная аэродинамическая компоновка СПС трансатлантической дальности, с размещением 94 пассажиров в салоне смешанного класса (экономический+бизнес). 3.Выполнено комплексное исследование компоновки пассажирского самолета с гондолами, расположенными на верхней поверхности крыла. Преимущества такой конфигурации: отсутствие ограничений на диаметр двигателей, что дает возможность установки двигателей с повышенной степенью двухконтурности; экранирование шума от двигателей элементами планера; практически полная защита двигателей от повреждения посторонними предметами с поверхности ВПП. Определены рациональные параметры установки мотогондолы относительно крыла. Выполнена разработка вариантов конструктивно-силовой схемы планера и силовой установки. Получено, что без ущерба для прочности и аэроупругости конструкции самолета двигатели могут размещаться у задней кромки крыла. Исследованы характеристики воздухозаборников и реактивных сопел в условиях интерференции с крылом. При установке двигателей с высокой степенью двухконтурности дальность самолета с верхним размещением двигателей может быть на~ 5 % больше, чем дальность самолета-прототипа. 4.Выполнено формирование облика ДМС с интегрированной с крылом силовой установкой, размещенной в корневой части крыла. Основные преимущества заключаются в снижении веса конструкции благодаря толстой корневой части крыла с протоком для тракта силовой установки и уменьшении омываемой поверхности самолета. Проведено комплексное изучение характеристик интегрированной с крылом силовой установки, в состав которой входят двигатели с распределенными модулями, когда турбокомпрессор и вентилятор двухконтурного двигателя разделены, находятся на разных осях и взаимодействуют при помощи специальной механической или газовой связи. Приведены результаты исследования характеристик воздухозаборников, размещенных в передней кромке стреловидного крыла. Выявлены проблемы и намечены пути их решения – использование продольных перегородок на входе в воздухозаборник, использование воздухозаборников с плоскостью входа перпендикулярной потоку, выбор рациональной степени двухконтурности. Показано, что при размещении двухконтурных двигателей в корне крыла в длинных каналах рациональная степень двухконтурности двигателей ограничена величиной mo≤6 8. В случае успешного решения имеющихся проблем самолет сможет иметь повышенный уровень аэродинамического качества Ккр≈21,5 при несколько меньшем по сравнению с традиционными конфигурациями весе конструкции. Рассмотрен вариант размещения третьего двигателя в хвостовой части фюзеляжа. Показано, что трехдвигательный вариант сможет иметь на 5 % меньший вес снаряженного самолета по сравнению с двухдвигательной конфигурацией. 5.Разработана новая конфигурация ДМС в схеме типа «летающее крыло» с двигателями над задней частью центроплана. Расчетная дальность полета - 12000км, потребная длина ВПП – 2600м. В силовой установке самолета ЛК могут быть использованы двигатели нового поколения типа ПД-14, разрабатываемые для самолета МС-21. Эксплуатационные преимущества «летающего крыла» перед самолетами традиционной схемы обеспечиваются повышенным уровнем аэродинамического качества (Кмах≈23). Расход топлива по сравнению с современными самолетами уменьшится на 15–20%. Показано, что самолет в конфигурации с двигателями над центропланом благодаря экранированию шума элементами планера может обеспечить уникальную возможность радикального снижения шума на местности на 30 40EPNдБ относительно норм Главы 4 стандарта ИКАО, что соответствует современным представлениям о конкурентно необходимом уровне акустических характеристик самолетов будущего поколения. 6.Сформирован облик и определены основные характеристики ДМС классической схемы на жидководородном криогенном топливе. Даны варианты ДМС, выполненные на базе разработанных и перспективных технологий. Переход к более энергоемкому жидководородному криогенному топливу вместо авиакеросина может привести к сокращению расхода топлива на 50% по сравнению с керосиновым вариантом самолета. 7. Проработан исследовательский проект самолета-амфибии, учитывающий требования АП-23 и необходимость обеспечения расширенных возможностей базирования. Выполнение совокупности требований удалось обеспечить при взлетной массе самолета 5 тонн и оснащении самолета двумя дизельными двигателями RED A03. Как показали испытания модели в гидроканале ЦАГИ, проект самолета-амфибии имеет эффективную гидродинамическую компоновку. Он может эксплуатироваться на ветровой волне высотой до hв3% = 0,8 м и волне зыби высотой не менее 0,4 м. Реализация концепции позволит существенно улучшить авиационное транспортное обслуживание в труднодоступных и малоосвоенных регионах России. 8. В АДТ Т-5 исследована действующая модель БПЛА вентиляторного типа предназначенного для решения задач обследования местности, состояния зданий и сооружений, линий трубопроводов и электропередач, обеспечения связи. Показано, что разработанная компоновка при комбинированном отклонении органов управления обеспечивает реализацию основных режимов полета: висение, полет на крейсерском режиме при малых углах атаки и полет на переходных режимах. Изготовлена летающая модель БПЛА вентиляторного типа для проведения летных испытаний. 9.Проведены исследования автоколебательных процессов, возникающих при обтекании профилей трансзвуковым потоком. Получен параметр подобия, связывающий числа Маха и Рейнольдса и другие параметры при возникновении бафтинга. Качественно этот параметр пропорционален отношению двух перепадов давления - перепада в скачке (определяется разностью числа Маха и единицы) и перепада давления, приводящего к отрыву турбулентного пограничного слоя (определяется числом Рейнольдса). 10.Разработаны алгоритмы оптимизации топологии силовых конструкций, основанные на применении простого критерия равнопрочности. Они позволяют получить рациональные конструктивно-силовые схемы, моделируемые двухмерными конечными элементами. Показано, что разработанные алгоритмы могут быть надежно использованы при действии многих случаев нагружения и различных допускаемых напряжениях в элементах конструкции. Разработана методика определения прикладываемых внешних сил при статических испытаниях композиционного кессона. 11.Разработана методология комплексного решения задач статической и динамической прочности на воздушных режимах для определения повторной нагруженности конструкции планера самолета в эксплуатации. Рассмотрены вопросы определения нагруженности конструкции планера при полете в турбулентной атмосфере при применении наиболее общих математических моделей упругого ЛА, основанных на применении единой конечно – элементной (КЭ) схеме конструкции и метода расчета нестационарных аэродинамических сил. 12.Дана оценка рациональности использования нетрадиционных материалов в конструкции ЛА. Показано, что наномодификация материалов и клеев позволяет повысить различные их характеристики от 15 до 100%. Основных улучшений характеристик конструкции следует ожидать от использования функциональных свойств нано, интеллектуальных и композиционных материалов. Разработаны методы прочностного проектирования конструкций ЛА на основе применения интеллектуальных и наномодифицированных композиционных материалов. 13. Разработаны рекомендации по созданию наномодифицированных поверхностей, обладающих малой адгезией по отношению ко льду. Созданы образцы гидрофобных и супергидрофобных наномодифицированных поверхностей. Разработаны и созданы устройства для управления и измерения параметров аэродисперсного потока. В числе указанных выше работ проведено исследование конструктивно-силовой схемы крыла магистрального пассажирского самолета с различным удлинением. Представлена оценка влияния упругости конструкции кессона крыла на весовые параметры. На основании параметрических исследований выданы рекомендации по конструктивно-силовой схеме крыла. Разработана математическая модель ближне-среднемагистрального самолета с крылом увеличенного удлинения λ=12.5 для исследования характеристик аэроупругости. Выполнены расчеты частот и форм упругих колебаний конструкций вне потока, а также характеристик флаттера. Показано, что для самолета с крылом увеличенного удлинения характерны две формы флаттера и в симметричном, и в антисимметричном случаях. Выявлено, что особенностью данной конструкции по сравнению с прототипами подобной компоновки, но с меньшим удлинением крыла, является существенный вклад горизонтальных деформаций крыла во флаттерных колебаниях. По результатам параметрических расчетов определены участки крыла, в которых наиболее выгодно усиливать конструкцию для обеспечения запасов по скорости флаттера. Определено влияние жесткости пилона двигателя на характеристик флаттера. Основные закономерности влияния параметров конструкции и потока на характеристики флаттера подтверждены результатами испытаний методической динамически подобной модели консоли крыла с удлинением λ=12.5 в дозвуковой аэродинамической трубе Т-103. Выполнены расчетные исследования по проектированию аэродинамических компоновок сверхкритических крыльев, предназначенных для испытаний тематической модели в АДТ Т-128 при различных числах Рейнольдса для совершенствования методики пересчета аэродинамических характеристик моделей магистральных самолетов на условия натурного полета. В соответствии с разработанными ранее предварительными требованиями более детально проработан облик перспективного сверхзвукового делового самолёта (СДС). Выполненные расчетные оценки его аэродинамических, тягово-экономических, массово-упругих и лётно-технических характеристик подтвердили ранее заявленные высокие показатели. Подтверждена способность осуществлять крейсерский сверхзвуковой полёт над малонаселённой сушей в начале и без ограничений над населённой сушей с середины крейсерского полёта, с учетом принятых в работе предварительных ограничений по уровню приемлемой громкости звукового удара СДС в крейсерском сверхзвуковом полёте. Выполнена расчетная оценка ожидаемых уровней шума на местности сверхзвукового делового самолета с величиной взлетной массы 120т (СДС-120). Установлено, что доминирующим источником шума самолета при взлете является реактивная струя двигателя, а на режиме захода на посадку – вентилятор ТРДД. При отсутствии системы шумоглушения в силовой установке уровни шума самолета СДС-120 превышают требования норм Главы 3 стандарта ИКАО в сумме по трем контрольным точкам на местности на 9.6 EPN дБ, в основном, за счет высоких уровней шума на режиме захода на посадку. Экранирование шума СУ только крылом самолета эффективно уменьшает уровень шума на местности лишь на режиме захода на посадку. Экранирование шума СУ совместно крылом и хвостовым оперением эффективно и на взлете (снижение шума реактивной струи) и при заходе на посадку (снижение шума вентилятора ТРДД). При этом расчетные уровни шума самолета СДС-120 в трех контрольных точках на местности соответствуют требованиям норм Главы 3 стандарта ИКАО с запасом до 28.5 EPNдБ. В соответствии с разработанными ранее предварительными требованиями сформирована предварительная аэродинамическая компоновка СПС трансатлантической дальности, с размещением 94 пассажиров в салоне смешанного класса. Выполненная предварительная оценка уровня громкости звукового удара СПС в начале и конце крейсерского сверхзвукового полёта показала, что громкость может составить 73.6- 67.2dBA, соответственно. С учетом принятых в работе предварительных ограничений по уровню приемлемой громкости звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полёте, рассмотренный СПС может эксплуатироваться над малонаселённой сушей с ограничениями. Выполнены параметрические расчетные исследования влияния числа М крейсерского полета на выбор рациональных геометрических параметров крыла и основные параметры административного самолета, разрабатываемого на базе регионального самолета типа SSJ-100. Определены потребные значения взлетного веса, тяги двигателей и проведена оценка основных ЛТХ. Сформулирована последовательность и основные требования к проведению полного цикла расчетно-экспериментальных исследований аэродинамической компоновки модели магистрального самолета. Показано, что основные преимущества самолета с двигателями, установленными на пилонах над крылом, связаны с отсутствием ограничений на диаметр двигателей, что дает возможность установки двигателей с повышенной степенью двухконтурности, экранированием шума от двигателей элементами планера и практически полной защитой двигателей от повреждения посторонними предметами с поверхности ВПП. В результате работы удалось добиться реального продвижения в минимизации издержек сопротивления и обеспечить большую определенность в возможных характеристиках самолета. Определены рациональные параметры установки мотогондолы относительно крыла. Получено, что исследуемый вариант самолета может иметь примерно такое же аэродинамическое качество, как и самолет с классическим размещением двигателей на пилонах под крылом. Выполнена разработка вариантов конструктивно-силовой схемы планера и силовой установки. Получено, что без ущерба для прочности и аэроупругости конструкции самолета двигатели могут размещаться у задней кромки крыла. Таким образом, общий вес крыла и силовой установки удалось сохранить на уровне классической схемы самолета. В случае нелокализованного разрушения ротора двигателя отмечен одинаковый риск катастрофических повреждений для базовой схемы и расчетного варианта. Отмечено также, что весовая отдача самолета с верхним расположением двигателей несколько ниже (на ~ 1%Go), чем весовая отдача самолета классической схемы. Исследованы характеристики воздухозаборников и реактивных сопел в условиях интерференции с крылом. Получено, что потери тяги и расхода топлива в тракте силовой установки близки к аналогичным характеристикам самолета-прототипа. Расчетами подтверждена эффективность экранирования шума от двигателей элементами планера, обеспечивается снижение шума на местности в сумме по трем контрольным точкам на 11 13EPNдБ. При установке двигателей с высокой степенью двухконтурности дальность самолета с верхним размещением двигателей может быть на ~5% больше, чем дальность самолета-прототипа. При этом самолет с верхним размещением двигателей будет значительно более малошумным, а его двигатели будут меньше повреждаться посторонними предметами с ВПП. Выполнены расчетные исследования при М=0,25…0,82 и α=2,0°…2,5° конфигурации самолета с двигателями расположенными на верхней поверхности крыла. В результате расчёта получено распределение давления на поверхности планера и поля полного давления на входе в воздухозаборник двигателя расположенного на верхней поверхности у задней кромки крыла. Выполнена аэродинамическая оптимизация компоновки стреловидного крыла большого удлинения с двигателями расположенными на верхней поверхности крыла. Получена математическая модель поверхности крыла. Показано что рассмотренная компоновка крыла может обеспечить такой же уровень аэродинамического качества, что и исходная компоновка. Оценено влияние реактивной струи на аэродинамические характеристики крыла с гондолой двигателя расположенного над крылом. В аэродинамической трубе ТПД на модели отсека крыла с гондолой расположенной на верхней поверхности выполнены исследования по влиянию реактивной струи. Показано, что наибольший эффект от влияния реактивной струи имеет место, когда срез гондолы расположен в средней части хорды крыла. Проведена аэродинамическая оптимизация по разработке компоновки модели с плоским фюзеляжем. Разработана математическая модель поверхности и комплект конструкторской документации для изготовления аэродинамической модели. На основании результатов проведенных экспериментальных исследований аэродинамической интерференции сопла двухконтурного двигателя, установленного над задней кромкой крыла определен уровень потерь тяги изолированного сопла ТРДД большой степени двухконтурности и влияние на этот уровень пилона, закрепляющего двигатель на крыле. Показано также, что степень двухконтурности ТРДД слабо влияет на уровень интерференции двигателя с крылом ЛА. Показано также, что максимальная отрицательная интерференция двигателя под крылом или над крылом ЛА имеет место, когда двигатель расположен в средней части крыла и, что эффект суперциркуляции от реактивных струй в компоновке над крылом значительно превышает этот эффект, чем в компоновке силовой установки под крылом. Для разработки аэродинамической компоновки магистрального самолета с несущим фюзеляжем выполнены расчетные исследования по совершенствованию аэродинамической компоновки прямого трапециевидного крыла на крейсерских режимах полета М=0.75-0.78 и разработка математической модели для усовершенствованного крыла 502М, разработка матмодели на консоли V-образного оперения. Проведенные исследования модели грузопассажирского самолета с несущим фюзеляжем в АДТ показали высокие значения аэродинамического качества при скоростях полета М=0.65-0.70 с крылом с относительной толщиной профиля С=12-9%. Более скоростное крыло с достаточно большой относительной толщиной С=15.6-11% обеспечивает достижение расчетных скоростей на прямом трапециевидном крыле до М=0.73-0.74 и высокие несущие свойства компоновки |
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 |