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.
|
 = 1.7-1.8 в пересчете на натуру с убранной механизацией крыла) при малых скоростях полета. Исследования показали, что на регулярной части крыла (Z=26-100%), где толщина крыла составляет С=13.5-11% есть резервы повышения расчетных скоростей полета до М=0.77-0.78. Проведенные расчетные исследования дают возможность получения расчетных скоростей полета до М=0.77-0.78 на всей поверхности консолей прямого трапециевидного крыла путем совершенствования его аэродинамической компоновки (оптимизацией характеристик профиля по базовым сечениям, выбором конфигурации в плане, аэродинамической круткой крыла и т.д.). Изучен вопрос использования жидких кристаллов (ЖК) для визуализации ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя и распределения напряжения трения на поверхности моделей в аэродинамических трубах. В лабораторных условиях исследованы ЖК, изготовленные в ИТПМ СО РАН. Проведен пробный эксперимент в АДТ Т-128. Визуализировано распределение трения на киле модели самолета МС-21. На основании полученных экспериментальных данных сделан предварительный вывод о том, что метод подходит скорее для визуализации перепадов (градиентов) касательного напряжения по поверхности, чем для измерения их абсолютных значений. Методика применения ЖК требует дальнейшей проработки. Для исследования новой конструкции силовой схемы транспортного самолета с применением композиционных материалов рассмотрена нетрадиционная компоновочная схема фюзеляжа транспортного самолета. Компоновочное решение состоит в объединении двух фюзеляжей с единым сечением, позволяющим увеличить ширину сечения фюзеляжа. Восприятие внешнего давления осуществляется с помощью перемычки. Проведенные исследования показали, что подобная схема дает возможность с помощью перемычек между фюзеляжами обеспечить потребную прочность при воздействии внутреннего давления. При этом конструктивно-силовая схема позволяет реализовать возможность применения эффективной технологии создания фюзеляжа из композиционных материалов путем использования намоточных станков. Параметрические расчеты и анализ весовой сводки элементов конструкции фюзеляжа показал, что предложенный вариант компоновки может быть реализован в приемлемых весовых лимитах. Выполнены расчетно-экспериментальные исследования по отработке аэродинамической компоновки дальнего магистрального самолета обычной схемы. Разработан вариант предварительной структуры системы управления самолетом. Проведены исследования автоколебательных процессов, возникающих при обтекании профилей трансзвуковым потоком. В результате исследований сформулирована упрощенная модель явления и выработан важный для практики параметр подобия, определяющий параметры течения, при которых возникают автоколебания (бафтинг). 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). Таким образом, получен параметр подобия, связывающий числа Маха и Рейнольдса и другие параметры при возникновении бафтинга. Сформирован облик и определены основные характеристики ДМС на жидководородном топливе. Выбрана схема самолета с размещением двух теплоизолированных криогенных баков суммарным объемом 510 м3, имеющих геометрическую форму в виде усеченного конуса, в верхней части фюзеляжа над пассажирской кабиной. Размерность ДМС определялась из условия обеспечения беспосадочных перелетов, в том числе по наиболее дальним магистральным авиалиниям (организация перевозок по принципу point-to-point). В соответствии с таким подходом выбрана умеренная пассажировместимость самолета (200 мест в салонах трех классов) и расчетная дальность полета с полной пассажирской загрузкой 15 000 км. Даны варианты ДМС, выполненные на базе разработанных и перспективных технологий. Показано, что повышение топливной и весовой эффективности, которые можно ожидать к 2030 году позволят сократить потребление топлива на выполнение рейса на 25%. Переход к более энергоемкому жидководородному топливу вместо авиакеросина может привести к сокращению расхода топлива на 50% по сравнению с керосиновым вариантом самолета. Отмечено, что ввиду наличия криогенных баков большого объема на водородном самолете резко возрастает относительная площадь миделя фюзеляжа (11% на керосиновом самолете и 25% на водородном самолете), в результате чего значительно увеличивается аэродинамическое сопротивление самолета. Данное обстоятельство приводит к дополнительным энергозатратам для преодоления возросшего аэродинамического сопротивления. Предложенная в работе схема интегрированной силовой установки с расположением выносного вентилятора в хвостовой части фюзеляжа частично компенсирует недостаток компоновки водородного самолета за счет повышения тягового КПД силовой установки с распределенной системой движителей. Применение интегрированной силовой установки на водородном самолете позволяет снизить расход топлива на 13%. Проведены экспериментальные исследования аэродинамических характеристик и обтекания полумодели самолета со сверхкритическим крылом большого удлинения в диапазоне чисел М=0.2÷0.85 и чисел Re=3÷14млн в АДТ-128 ЦАГИ. Исследован характер развития отрыва в исследованном диапазоне чисел М и углов атаки. Показано, что для дозвуковых режимов обтекания (М=0.4) Судоп достигается при значение угла атаки 10, для трансзвуковых 4. Началу бафтингу по моменту роста ускоренного роста пульсации давления на задней кромке крыла соответствует угол атаки несколько больший, чем границы начала бафтинга по анализу кривой коэффициента подъемной силы от угла атаки. В результате исследования по оптимизации конструктивных параметров стойки основного шасси средне-дальне магистрального самолета разработаны: - уточненная схемы стойки основного шасси средне-дальнего магистрального самолета. - математическая модель основной стойки шасси для исследования динамики нагружения опоры при посадочном ударе. - расчетная методика оптимизации конструктивных параметров стоек основного шасси СДМС. - конструкция пневмогидравлического амортизатора, обеспечивающая в диапазоне эксплуатационных температур от +60°С до -60°С стабильность максимума нагрузки на опору шасси, удовлетворительную полноту диаграммы работоемкости и соответствие суммарного времени прямого и обратного хода в процессе посадочного удара самолета требованиям нормативных документов. - рекомендации по выбору схем и конструктивных параметров перспективных стоек основного шасси СДМС. Исследована возможность снижения сопротивления и повышения аэродинамического качества крыла ДМС за счет ламинаризации пограничного слоя на части его поверхности. В результате анализа обтекания современных ламинарных профилей показано, что при сохранении близких к традиционным значениям угла стреловидности и толщины профиля можно обеспечить ламинарное обтекание только части его верхней поверхности. Основным препятствием, ограничивающим возможность ламинаризации значительной части поверхности стреловидного крыла, является неустойчивость поперечного течения в пограничном слое. Она ограничивает угол стреловидности крыла с ламинарным участком верхней поверхности. На основе выполненных исследований ламинарно-турбулентного перехода на профиле предложены два варианта аэродинамической компоновки ламинарного крыла: консервативный, с ламинарным обтеканием только части верхней поверхности консолей и близкой к традиционной формой в плане, и радикальный, с малым углом стреловидности, обеспечивающий ламинарное обтекание половины поверхности. Найдены линии перехода на верхней и нижней поверхности для этих двух вариантов крыла. На основе упрощенного метода, основанного на расчете течения в турбулентном пограничном слое с алгебраической моделью турбулентности, оценено снижение сопротивления трения, полученное за счет ламинаризации обтекания. Оно составляет около 15% сопротивления для консервативного варианта крыла и более 25% для крыла радикальной геометрии. На основе упрощенной двумерной модели найдены диапазоны параметров: коэффициента подъемной силы, чисел Маха и Рейнольдса, при которых сохраняется ламинарный пограничный слой на заметной части их поверхности. Одним из возможных вариантов размещения топливных баков в компоновке самолета-криоплана является расположение их на верхней поверхности фюзеляжа, которое при относительно малом влиянии на несущие свойства и сопротивление самолета приводит к снижению эффективности вертикального оперения вследствие обтекания его нижней части заторможенным потоком, формируемым в следе за баком. В аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ проведено исследование влияния обдува от воздушных винтов (ВВ) на аэродинамические характеристики модели легкого самолета-криоплана с внешним топливным баком, установленным над фюзеляжем. В результате проведенных исследований показано, что влияние воздушных винтов на продольные АДХ полной компоновки модели характеризуется увеличением производной Су и максимальной подъемной силы, смещением сопротивления в область отрицательных значений за счет тяги ВВ, а также уменьшением продольной статической устойчивости, боковые характеристики модели, особенно путевая устойчивость в диапазоне малых углов скольжения (=4), заметно ухудшаются при работе воздушных винтов, а установка дополнительных вертикальных поверхностей на горизонтальном оперении в следе за ВВ не приводит к заметному улучшению путевой устойчивости и вызывает появление момента рыскания в испытаниях по углам атаки, вследствие прохождения их через струю от воздушных винтов. Разработана новая конфигурация ДМС интегральной схемы с двигателями над задней частью центроплана. Показано, что ДМС в схеме типа «летающее крыло» сможет обеспечить выполнение требований, предложенных ГосНИИ ГА (взлетная масса 130–140т., вместимость ~160–170 пассажиров. дальность полета - 12000км, потребная длина ВПП – 2600м). Определены эксплуатационные преимущества «летающего крыла» перед самолетами традиционной схемы, которые 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. Размещение двигателей над центропланом обеспечивает также полную защиту двигателей от повреждения посторонними предметами с поверхности ВПП. К числу важнейших критических технологий для ДМС интегральной схемы типа «летающее крыло», требующих изучения, относятся: - управляемость самолета на малых скоростях и больших углах атаки; - разработка оптимальной конструктивно-силовой схемы центроплана-кабины; - защита двигателей от взаимного поражения при нелокализованном разрушении одного из них. Выполнено формирование рационального облика дальнего магистрального самолета с интегральной конструкцией планера и 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 всестороннее 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. Такая силовая установка обеспечивает компоновочные преимущества при размещении на самолете. Выявлены следующие проблемы, касающиеся работы силовой установки: неравномерность течения на входе в воздухозаборники из-за растекания потока вдоль кромок крыла, возрастание потерь тяги и удельного расхода топлива из-за размещения двухконтурных двигателей в длинных каналах воздухозаборников. Предложены пути решения проблемы – 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 из-за значительного роста потерь в воздухозаборниках с увеличением степени двухконтурности двигателя. Проведены аэродинамические расчеты по формированию поверхности центроплана крыла в зоне размещения двигателей. Ликвидированы зоны отрывов потока, выявленные в процессе ранее выполненных расчетов. Рассмотрены различные возможные характеристики сопел двигателей. Отмечено, что исследуемая конфигурация является исключительно сложной, так как предельно высокая степень интеграции силовой установки с конструкцией планера приводит к дополнительным связям между отдельными параметрами и появлению ряда дополнительных ограничений и обоснование проекта требует проведения значительного объема теоретических и экспериментальных исследований, включающих исследования ряда тематических аэродинамических моделей и детальную конструкторскую разработку критических узлов. 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. Проведены расчетные исследования по проектированию аэродинамической компоновки модели самолета с цилиндрическим фюзеляжем и протоками под двигатели в толщине крыла. Показано, что по сравнению с начальной геометрией удалось значительно улучшить обтекание на крейсерских режимах полета, как внутри каналов, так и на верхней поверхности крыла, что обеспечивает приемлемые характеристики аэродинамического качества и сопротивления. Выполнен анализ основных особенностей работы воздухозаборников в крыльевой компоновке с интегральной конструкцией планера и силовой установки. По материалам анализа ранее проведенных в ЦАГИ экспериментальных исследований определён ожидаемый уровень характеристик воздухозаборников такой компоновки. Рассмотрена трёдхдвигательная компоновка самолёта, в которой два двигателя с крыльевыми воздухозаборниками располагаются в крыле, а третий двигатель с надфюзеляжным воздухозаборником - в хвостовой части фюзеляжа. Показано, что воздухозаборники рассмотренных компоновок позволяют получать достаточно высокий уровень характеристик потока воздуха в канале воздухозаборника на входе в двигатель. Проведены экспериментальные исследования модели двух рядом расположенных надфюзеляжных модифицированных воздухозаборников, установленных непосредственно на поверхности планера в хвостовой части самолёта. Исследования выполнены в аэродинамической трубе ЦАГИ Т 104 на взлётно-посадочных режимах полёта, а также на режимах бокового обдува со скоростью V = 15 м/с. Выяснены основные особенности взаимовлияния при работе двух рядом расположенных надфюзеляжных воздухозаборников. Показано, что выполненная модификация геометрии входной части воздухозаборников позволила существенно улучшить характеристики воздухозаборников в рассмотренной компоновке во всём исследованном диапазоне чисел М полёта, углов атаки и скольжения. Даны рекомендации по дальнейшей модификации геометрии входной части воздухозаборников и по продолжению дальнейших исследований на крейсерских режимах полёта. Выполнены экспериментальные исследования аэродинамики сопл на задней кромке центроплана крыла самолета с интегральной конструкцией планера и силовой установки. Обобщен эффект суперциркуляции при истечении реактивных струй и определены компоновки сопл с максимальным положительным эффектом увеличения подъемной силы вследствие эффекта суперциркуляции. Показана цена увеличения потерь тяги сопл в компоновках силовых установок в задней кромке крыла и эффект восстановления тяги (уменьшение этих потерь) за счет положительного эффекта от суперциркуляции. Обобщение экспериментальных данных позволило определить величину суперциркуляции в зависимости от давления в реактивных соплах, от схемы сопел, от их компоновки на летательном аппарате, от угла отклонения вектора тяги, угла атаки ЛА и т.д. Сделан вывод, что положительный эффект увеличения подъемной силы за счет суперциркуляции может в два или более раз превышать эффект увеличения подъемной силы за счет отклонения вектора тяги сопл. Выполнено исследование по формированию облика дальнего магистрального самолета с 3-х двигательной силовой установкой, интегрированной с конструкцией планера: два двигателя размещены в корневой части крыла и третий двигатель - в хвостовой части фюзеляжа. Показано, что такая компоновка имеет преимущества по сравнению с двухдвигательным вариантом: возможность размещения в крыле двигателей с большей степенью двухконтурности за счет возможности использования двигателей меньшей тяги и диаметра и обеспечивает уменьшение веса снаряженного самолета, снижение шума на местности благодаря экранированию хвостового двигателя элементами планера и снижение вероятности попадания посторонних предметов с ВПП во все двигатели, вследствие уменьшения расхода воздуха через каждый из них по сравнению с двухдвигательным вариантом. Проведена параметрическая оптимизация, позволившая уточнить возможные характеристики самолета. Расчетным путем показано, что трехдвигательный вариант сможет иметь на 5 % меньший вес снаряженного самолета по сравнению с двухдвигательной конфигурацией. При этом сохраняются все преимущества, связанные с интеграцией силовой установки, продемонстрированные на прототипе – двухдвигательном самолете: возможность получения повышенного уровня аэродинамического качества (Кмах≈21,5) без потерь в весе планера с силовой установкой. Исследована возможность повышения пропульсивного КПД двигателей самолета, выполненного по схеме «летающее крыло» за счет отбора воздуха из пограничного слоя. Рассмотрено два варианта расположения воздухозаборников на верхней и нижней сторонах поверхности задней части центроплана. Исследование проведено на основе численного решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса. На основе простой двумерной модели показано, что отбор воздуха в двигатель с верхней поверхности приводит к существенному увеличению его тяги при той же мощности. Однако эффективная тяга (и пропульсивный КПД) вследствие увеличения сопротивления центроплана уменьшаются по сравнению с изолированным двигателем. Для двигателя расположенного на нижней поверхности крыла, эффективная тяга (и пропульсивный КПД), возрастают, но незначительно. На основании результатов трубных испытаний схематизированного фюзеляжа с воздушным винтом в АДТ Т-102 подготовлены и проведены весовые испытания и испытания по измерению распределения давления на модели фюзеляжа с новым воздушным винтом. Измерены силы и моменты с помощью внутримодельных шестикомпонентных тензометрических весов на изолированном воздушном винте и винте установленном в толкающем варианте на схематизированной модели фюзеляжа. Подготовлена и проведена серия испытаний модели фюзеляжа в АДТ Т-102 с использованием турбулизатора. Показано, что воздушный винт, диаметр которого составляет 40-50% от диаметра фюзеляжа, спроектированный с учетом распределения скоростей в следе за фюзеляжем, обеспечивает такой же уровень тяги и КПД, как испытанный ранее толкающий воздушный винт большего диаметра (60-70% от диаметра фюзеляжа). Проведены испытания исследовательской модели самолета-амфибии по определению гидродинамических и мореходных характеристик динамически подобной модели в виде интегральной компоновки с глиссирующим крылом в гидроканале ЦАГИ, которые показали, что самолет имеет эффективную гидродинамическую компоновку. Глиссирование центроплана самолета на брызговых струях обеспечивает исключительно широкую область устойчивого глиссирования, что повышает безопасность эксплуатации самолета на воде. Самолет имеет достаточно высокое минимальное гидродинамическое качество на критической скорости глиссирования. Он может эксплуатироваться на ветровой волне высотой до hв3% = 0,8 м и волне зыби высотой не менее 0,4 м. Конструкция самолета, остекление кабины, силовая установка не заливаются брызговыми потоками ни при каких допустимых режимах движения по воде. Выполнено обобщение материалов исследований в обеспечение разработки шасси на воздушной подушке (ШВП) нового поколения самолетов внеаэродромного базирования и экранопланов и предложен метод управления ЛА с ШВП, основанный на классической теории управления с учетом современных подходов оптимизации параметров системы регулирования, позволяющий снизить динамическую нагруженность и выдержать выбранное направление при движении объекта по неровной ВПП в условиях бокового ветра. Разработана математическая модель движения ЛА с комбинированным управляемым ШВП, позволяющая рассчитывать в интерактивном режиме параметры движения ЛА при разбеге-пробеге по элементарно подготовленной ВПП в условиях бокового ветра. Показано, что при автоматизированном управлении параметрами комбинированного ШВП вертикальные перегрузки объекта могут быть снижены на 20-50% (в зависимости от размеров неровности и скорости ЛА). Разработаны законы ручного и автоматизированного управления на разбеге и пробеге с боковым ветром и при уклоне ВПП трех ЛА с ШВП. Установлена возможность выполнения взлета и посадки самолета при боковом ветре w=15 м/с с боковыми отклонениями от оси ВПП в процессе разбега и пробега, не превышающими даже при ручном управлении  =10 м. Сделан вывод, что существенно лучших результатов по выдерживанию направления движения ЛА по ВПП при боковом ветре и уклоне полосы, можно добиться за счет автоматизации процесса управления. При этом целесообразно использование адаптивных управляющих сигналов управления, получаемых либо с помощью ПИД-регуляторов, либо с помощью эталонной электронной модели с наблюдателями Люенбергера. В результате экспериментального исследования аэродинамического взаимодействия кольцевого закрученного потока за рабочим колесом осевого вентилятора с плоским экраном обнаружено явление значительного уменьшения потерь при увеличении закрутки потока. Показано, что в присутствии близко расположенного экрана при больших углах закрутки потока за рабочим колесом энергетическая эффективность вентиляторной установки с экраном может быть выше, чем у вентилятора со свободным входом и выходом. Установлена связь потерь в проточной части компактного нагнетателя с кинематическими характеристиками потока за ним и геометрическими характеристиками воздушного тракта. Исследована структура потока при нарушении осевой симметрии проточной части. Построена общая методика проектирования компактных вентиляторных установок авиационных и промышленных систем. Разработанная методика проектирования позволяет в 1.5-2.5 раза сократить их габариты по сравнению с традиционными подходами к проектированию и повысить энергетическую эффективность. В аэродинамической трубе Т-5 исследована действующая модель БПЛА ВВП вентиляторного типа, предназначенного для решения задач обследования местности, состояния зданий и сооружений, линий трубопроводов и электропередач, обеспечения связи. Получены зависимости сил и моментов, действующих на модель, от угла атаки, относительной скорости вращения рабочего колеса подъемного вентилятора и угла отклонения закрылков рулей при комбинированном их отклонении. Показано, что разработанная компоновка при комбинированном отклонении органов управления является устойчивой или аэродинамически нейтральной в широком диапазоне углов атаки (от 0º до 100º). Это обеспечивает реализацию основных режимов полета: висение, полет на крейсерском режиме при малых углах атаки и полет на переходных режимах. Полученные данные будут использованы для анализа устойчивости и управляемости БПЛА и разработки алгоритмов трехкоординатного управления, обеспечивающих реализацию пространственных траекторий движения аппарата. Разработан алгоритм, реализующий расчет распределения скорости за рабочим колесом вентилятора при неравномерном распределении скорости перед ним. Алгоритм позволяет определять распределение осевой скорости за колесом по известному распределению осевой и окружной скорости на входе в колесо и известной геометрии колеса. Выполнено сопоставление результатов расчета перераспределения осевых скоростей за рабочим колесом на расчетном и нерасчетных режимах с результатами эксперимента и показано удовлетворительное совпадение результатов. Выполнены расчеты распределения осевых скоростей за рабочим колесом ветилятора-движителя при радиальной неравномерности потока на входе в рабочее колесо и получены интегральные характеристики (такие как давление, мощность) вентилятора-движителя по рассчитанным параметрам. Разработана и изготовлена летающая модель БПЛА ВВП вентиляторного типа. Проведен анализ экономической эффективности внедрения технологии дальних авиаперевозок пассажирских и транспортных самолетов с дозаправкой в воздухе, который показал, что себестоимость выполнения авиаперевозок на авиалиниях Европа-Япония самолетами МС-21-300 с дозаправкой в воздухе от перспективного заправщика Ту-204з, созданного на базе пассажирского самолета Ту-204, будет примерно на 10 % ниже себестоимости перевозок на дальнемагистральных самолетах Boeing 777 200. Расход топлива на пассажирокилометр при авиаперевозках самолетами МС 21 300 с дозаправкой в районе Норильска будет меньше, чем у самолетов Boeing 777 200, на 30 %. В результате комплексных исследований различных схем выходных устройств ТРДД с реверсом и шумоглушением сформулированы общие свойства современных и перспективных реверсивных устройств (РУ) и даны предварительные рекомендации на тип и геометрию РУ реактивных сопел ТРДД с большой степенью двухконтурности. При этом исследована система шумоглушения таких сопел с использованием мини-дефлекторов, которая конструктивно обеспечивает и наличие реверсивных устройств и шумоглушения сопла. Эффективность рекомендуемых РУ обеспечивается выбором геометрии этого устройства, а независимая система шумоглушения может обеспечить снижение шума до 6 – 8 дБ. Проведены экспериментальные исследования управляющих поверхностей (рулей высоты и направления) для перспективных самолетов гражданской авиации. Испытания проводились на модели изолированного хвостового оперения (МИХО) с щелевым рулём направления. Данные эксперимента показали, что щелевой руль направления создаёт поперечную силу (СZ ) большую на 20% - 30% , чем у обычного руля направления. 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. Для сплавов с памятью формы выявлены новые возможности перекрестного влияния нормальных и касательных напряжений на деформации закручивания и растяжения соответственно. В наномодифицированных сплавах никелида титана циклически возвращаемые относительные деформации при мартенситных превращениях уже могут достигать 8%. Разработаны методы прочностного проектирования конструкций ЛА и актуаторов поворота элементов поверхности на основе применения интеллектуальных и наномодифицированных композиционных материалов. Предложены алгоритмы управления деформациями адаптивной конструкции. Исследованы эпоксидные связующие нового поколения для полимерных композиционных материалов, используемые при изготовлении агрегатов натурных конструкций летательных аппаратов и их динамически подобных моделей и установлено, что введение добавок наночастиц различной природы приводит к увеличению модуля на изгиб на 10-45%. Предложены новые технические решения для адаптивных конструкций летательных аппаратов с использованием композиционных материалов, включающих компоненты из наноматериалов, материалов с памятью формы, пьезоэлектриков. Развиты методы расчета математических моделей адаптивных конструкций на основе программых комплексов МКЭ. В целях развития методики многодисциплинарного проектирования авиационных конструкций с учетом прочности, аэроупругости и повреждаемости композиционных конструкций 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. Практическое применение реализованных алгоритмов апробировано на решении задачи поиска рациональной топологии нервюры. Разработана методика определения прикладываемых внешних сил при статических испытаниях композиционного кессона. Методика основывается на минимизации погрешностей в воспроизведении распределения изгибающего и крутящего моментов, а также перерезывающей силы. Реализована программа расчета сосредоточенных сил и приведен пример для случая испытания композиционного кессона. Реализован способ определения основных балочных жесткостных характеристик конструкций несущих поверхностей, моделируемых методом конечных элементов. Реализована программа расчета жесткостных характеристик сечений конечно-элементной модели. Проведены расчетные исследования влияния размеров повреждений на остаточную прочность композиционной пластины и подкрепленной панели. Показано, что в случае возникновения повреждения между стрингерами наиболее критичными являются длины трещин в диапазоне от 40 мм до 100 мм. Для стрингерной панели без перерезанных стрингеров разрушающие напряжения панели снижаются почти в два раза. Более опасным является случай с поврежденным стрингером, когда разрушающие напряжения панели снижаются более чем в три раза. Проведен сравнительный анализ характеристик статической аэроупругости ближне-магистрального самолета с результатами летных испытаний. При различных числах Маха рассчитаны критические скорости флаттера, его частоты и формы с использованием системы АРГОН и программы NASTRAN для тестового случая упругой пластины в потоке газа. Сравнение результатов расчета показало их хорошее совпадение. Разработана методология комплексного решения задач статической и динамической прочности на воздушных режимах применения для целенаправленного решения проблем 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. Разработана для самолетов любых аэродинамических схем и конструктивных решений с крылом большого и малого удлинения методология прямого расчета спектров напряженно-деформированного состояния и уровня повреждаемости критических мест элементов конструкции для определения ресурсных характеристик. Проведены исследования по разработке наномодифицированных поверхностей с малой адгезией ко льду для перспективных противообледенительных систем На основе анализа существующего на настоящий момент научного понимания процесса обледенения, а также проведенных теоретических исследований адгезионных свойств обычных и наномодифицированных поверхностей методами квантовой химии разработаны рекомендации по созданию наномодифицированных поверхностей, обладающих малой адгезией по отношению ко льду. Исследованы образцы гидрофобных и супергидрофобных наномодифицированных поверхностей. Разработаны устройства для управления и измерения параметров аэродисперсного потока стенда. На основании обобщения расчетно-экспериментальных данных по усталости и остаточной прочности панелей и натурных конструкций фюзеляжей рекомендованы уровни напряжений в обшивке герметических фюзеляжей из алюминиевых сплавов типа 1163 РДТВ. В целях разработки и верификации нового экспериментального метода определения величин коэффициентов интенсивности напряжений, который необходим для описания процесса распространения трещины в изделиях из КМ разработана схема электронного интерферометра, которая обеспечивает регистрацию полей перемещений в окрестности вершины трещины в КМ, находящейся под действием напряжений. На этой основе разработан и верифицирован новый подход для определения величин коэффициентов интенсивности напряжений, с помощью модифицированной версии метода последовательного продвижения трещины. Проведены исследования процесса распространения трещины по типу нормального отрыва в плоских образцах. Сделан вывод, что величины коэффициентов интенсивности напряжений необходимо учитывать при оценке остаточной прочности и ресурса элементов конструкций из КМ, несмотря на значительно меньшую скорость распространения трещины по сравнению с алюминиевыми сплавами. Разработанная методика является необходимым звеном для подобных оценок. Разработаны технические условия и принципиальные конструктивные схемы на средства защиты при испытаниях пассажирских самолетов на статическую прочность и ресурс с избыточным давлением воздуха, в том числе на силовые и предохранительные средства защиты. Проведен анализ результатов резонансных испытаний самолетов, в которых зафиксированы отклонения динамических характеристик вследствие возникновения дефектов: несоосная установка узлов навески отклоняемых поверхностей, повышенное сухое трение в опорах рулей и проводках управления, технологическое отступление в стыковке агрегата с плоскостью крыла, недостаточная жесткость системы фиксации стоек шасси в убранном положении. Выполнены расчетные и экспериментальные исследования динамических характеристик органов управления с целью идентификации несоосности их опор. Разработана математическая модель органа управления с сухим трением в опорах и проводке управления и метод оценки величины трения по результатам испытаний. Проведены расчетные исследования влияния структуры композиционных панелей и режимов акустического нагружения на нелинейность реакции и долговечность. Показано, что при уровнях шума свыше 140 дБ необходимо учитывать нелинейный характер реакции композиционных конструкций. Расчетные данные подтверждены экспериментальными исследованиями. Проведены расчетные исследования влияния структуры композиционных цилиндрических панелей и замкнутых оболочек на действие акустических нагрузок. Предложен метод оптимизации панельных конструкций из композиционных материалов, исходя из заданного ресурса. В целях формирования научно-технических решений, направленных на создание нового поколения перспективных винтокрылых летательных аппаратов и модернизацию существующих вертолетов разработан метод расчета характеристик шума, генерируемого несущим винтам вертолета, обусловленного нестационарностью нагрузки на вращающихся лопастях. Этот вид шума относится как к шуму вращения, так и к вихревому шуму, вызываемому пульсациями нагрузок на лопасти из-за ее взаимодействия с вихревыми следами, в первую очередь, с концевыми вихревыми жгутами, которые образуются за впереди идущей лопастью. Важным требованием к методу расчета такого вида шума является максимально точная модель процесса взаимодействия вихрей с лопастью, поскольку именно шум этого типа является доминирующим при заходе на посадку. Предложенный метод расчета основан на исследовании шума с использованием нестационарных математических моделей воздушного винта и его следа, основанных на нелинейной теории винта. Эти модели позволяют определить распределение нестационарной аэродинамической нагрузки по размаху и хорде лопасти через столь малые промежутки времени, что возможно получение 20...30 гармоник нагрузки относительно частоты вращения винта. В предложенном методе звуковое давление в дальнем поле, определяется в зависимости от скорости перемещения несущего винта, азимутального положения лопасти, от координат точки наблюдения и от нагрузки элемента лопасти в данный момент времени. Полученные с помощью данного метода расчетные распределенные по лопастям нестационарные аэродинамические нагрузки подставляются в уравнение Фокс Вильямса-Хоукингса для определения звукового давления в функции времени. По предложенному методу расчета звукового давления составлена прикладная программа расчета акустических характеристик изолированного несущего винта, которая может использоваться как в программе совместного расчёта несущего винта вертолёта, так и отдельно. Проведён ряд методических расчётов несущего винта вертолёта Ми-24. при скорости полёта V=60 м/с (216 км/ч), позволивших выявить основные закономерности изменения звукового давления по времени в зависимости от положения точки наблюдения в дальнем поле. В целях исследования обликовых характеристик скоростного вертолета с максимальной скоростью полета до 380…400 км/час проведен анализ результатов экспериментальных исследований модели несущего винта усовершенствованной аэродинамической компоновки и выполнены расчётные исследования возможных аэродинамических характеристик скоростного несущего винта на высоких скоростях полета. Показано, что несущий винт со специальной аэродинамической компоновкой может иметь аэродинамическое качество на скорости 400 км/ч не ниже, чем существующие несущие винты на скорости 300 км/ч. Рассмотрена возможность совершенствования аэродинамической компоновки корпуса скоростного ВКЛА с целью уменьшения лобового сопротивления. Определен минимальный уровень лобового сопротивления корпуса Cx S=1.6 м2 для вертолёта взлётной массой 10 т. На основе расчётных и экспериментальных данных оценены основные параметры винтокольцевого движителя с возможностью управления вектором тяги. На основе анализа возможных аэродинамических характеристик несущего винта, корпуса и винтокольцевого движителя с использованием двигателей серии ТВ3-117 ВМА-СБМ1В сформирован предварительный аэродинамический облик скоростного вертолета. Проведен анализ летно-технических характеристик вариантов скоростного вертолета с крылом и без крыла. Исследования показали, что на современной технологической базе для скоростного вертолёта одновинтовой схемы с дополнительным движителем достижимы величины максимальной скорости полёта Vmax=400-405 км/час и максимальной продолжительной скорости Vmax прод=350-360 км/час на высотах Н=2-3 км. В качестве альтернативных вариантов рассмотрен ряд перспективных ВКЛА. Сформированы предварительные требования к летно-техническим характеристикам вертикально взлетающих аппаратов многоцелевого назначения двух классов: легкого и среднего. В соответствии с этими требованиями определены предварительные облики винтовых вертикально взлетающих аппаратов - самолета с поворотным крылом, преобразуемого вертолета с поворотными винтами и винтокрыла. Выбор этих типов ВКЛА обусловлен тем, что для создания таких аппаратов имеется значительный научно-технический задел и разработка любого из них связана с ограниченными техническими рисками. С использованием выполненных ранее расчётных и экспериментальных исследований выбраны основные геометрические параметры, выполнены весовой и аэродинамический расчёты, определены лётно-технических характеристик ВКЛА различных схем и проведен их анализ. Сравнение показало, что достаточно высокими характеристиками обладает преобразуемый вертолет с поворотными винтами. С учётом полученных результатов, рассмотрена возможность создания демонстрационного образца аппарата с поворотными винтами с величиной полезной нагрузки порядка 1 т. Показано, что на основе имеющихся двигателей и ряда базовых вертолётных агрегатов может быть создан прототип аппарата с величиной максимальной скорости Vmax ≈450 км/ч, причём транспортные характеристики прототипа на больших дальностях могут быть существенно выше, чем у вертолётов даже с большими взлётными весами. В скоростной аэродинамической трубе АДТ-106 ЦАГИ проведены испытания модели крыла и получены аэродинамические характеристики нового трансзвукового вертолетного профиля 5-й серии ЦАГИ САНР-12 для основных сечений лопастей несущих винтов перспективных и модернизируемых вертолетов. Аэродинамические характеристики нового профиля сопоставлены с характеристиками профилей ЦАГИ СТМ-2 и САНМ, соответствующих мировому уровню. В точке проектирования М=0,4 новый профиль превзошел профиль САНМ на величину ΔСymах0,05, а профиль СТМ-2 на величину ΔСутах0,14. По уровню критического числа Маха новый профиль несколько превзошел уровень профиля СТМ-2 в определяющей зоне на плоскости (М, Су) и, как и ожидалось, уступил профилю САНМ. Новый профиль САНР-12 может быть эффективно использован при создании аэродинамических компоновок лопастей несущих и рулевых винтов перспективных и модернизируемых вертолетов. На базе разработанной нелинейной лопастной вихревой модели со свободным диффундирующим следом проведены комплексные расчетные исследования режимов крутого снижения несущего винта одновинтового вертолета, включая режимы вихревого кольца. Впервые получены структура вихревого следа, векторные поля скоростей и линии тока, а также аэродинамические характеристики винта с учетом махового движения лопастей. Выявлены характерные признаки вихревого кольца и получены необходимые результаты для расчета безопасной границы вихревого кольца несущего винта вертолета. Выявлены особенности работы рулевого винта на этом режиме, а также требования к выбору его параметров из условия обеспечения путевого управления. С использованием новых моделей лопастей из композиционных материалов и четырёхлопастной втулки выполнена серия прочностных испытаний элементов конструкции лопасти и ряд поверочных расчётов. Испытания модели винта проведены на экспериментальной установке ВП-6 на гоночной площадке отделения 5 ЦАГИ и в аэродинамической трубе АДТ-104 ЦАГИ. Целью испытаний являлось определение аэродинамических, аэроупругих, прочностных, вибрационных и акустических характеристик крупномасштабной модели скоростного несущего винта перспективного вертолета с лопастями из композиционных материалов. На гоночной площадке были выполнены флаттерные испытания модели винта при поэтапном смещении в сторону задней кромки лопастей поперечной центровки путем увеличения на каждом этапе массы контрбалансиров, закрепляемых на ее задней кромке. Таким образом, была подтверждена динамическая аэроупругая устойчивость при поперечной центровке 28 - 30% (на разных лопастях). Испытания в аэродинамической трубе АДТ-104 ЦАГИ проведены на режимах висения и полета с горизонтальной скоростью при натурных числах М на конце лопасти (окружная скорость концов лопастей составляла ωR=180–220 м/с) в диапазоне скоростей потока V=40-110 м/с при углах атаки несущего винта -20°≤α≤12. Определены поляры несущего винта на режиме висения при окружных скоростях ωR=130 – 236 м/с, и «нейтральном» положении автомата перекоса (χ=η=0). Максимальные значения относительного КПД несущего винта на режиме висения при 200>ωR<220 м/с составили 0=0,75. Определены аэродинамические, прочностные и акустические характеристики модели несущего винта на сбалансированных режимах (Mx=Mz=0) в диапазоне относительных скоростей от 0,19 до 0,52. Подтверждена устойчивая работа модели винта при приемлемых напряжениях в лопастях на скорости до 415 км/час. Таким образом, испытания подтвердили рациональность разработанной аэродинамической компоновки лопастей, верность принятых конструктивных решений и технологических приёмов. В порядке подготовки к продолжению экспериментальных исследований в АДТ-104 ЦАГИ на установке ВП-6. крупномасштабных моделей несущих винтов перспективных скоростных вертолётов изготовлены модели лопастей скоростного несущего. Изготовлены также образцы элементов конструкции лопасти для проведения прочностных испытаний. Диаметр крупномасштабной модели скоростного несущего винта равен 4 м. В рамках исследования характеристик струйной системы и отработки элементов системы поведены испытания на гоночной площадке и в испытательном боксе для определения параметров течения на выходе из щелевого и реактивного сопел крупномасштабной модели вертолета. По результатам испытаний определены возможные пути доработки сопел с целью дальнейшего улучшения аэродинамических характеристик. В аэродинамической трубе Т-105 выполнены испытания модели несущей системы («винт-крыло») перспективного скоростного преобразуемого вертолета. Использование такой системы, в сочетании со струйной системой, представляется эффективным способом радикального повышения скорости полета винтокрылых летательных аппаратов. Исследованы характеристики на «самолетных» режимах двухлопастного варианта несущей системы и изолированной втулки при относительных диаметрах втулки 0.25…0.48. Исследовано также влияние на аэродинамические характеристики угла установки лопастей относительно втулки. Для изолированной втулки получено значение коэффициента подъемной силы до Суmax=1.6. Максимальное аэродинамическое качество изолированной втулки достигает Кmax=8. В двухлопастном варианте несущей системы Суmax достигает 1.03, а Кmax18. Испытания показали, что при рациональных параметрах преобразуемая несущая система на скоростном вертолете со струйной системой управления может быть эффективной на переходных от вертолётной конфигурации к самолётной. Выполнены расчётные исследования возможности использования в качестве дополнительных устройств создания пропульсивной силы воздушного винта в кольцевом канале (ВКД) и обычного винта без кольца. Расчёты показали, что ВКД может иметь меньшие габариты, чем обычный воздушный винт при одинаковой силе тяги. Аэродинамические характеристики винтокольцевого движителя с увеличением скорости ухудшаются и на скоростях полёта 300-400 км/час кпд винтокольцевого движителя меньше, чем у обычного воздушного винта без кольца. Исследованы движители, как для вертолёта одновинтовой схемы, так и для вертолёта соосной схемы. Расчёты показали, что для повышения эффективности пропульсивных устройств необходима тщательная отработка аэродинамической компоновки летательного аппарата с дополнительными движителями с целью оптимизации взаимовлияния корпуса вертолёта и движителя. При этом должен быть использован накопленный в ЦАГИ опыт экспериментальных исследований ВКД для различных аппаратов. Выполнены расчётные исследования режимов крутого снижения (режимы вихревого кольца) с целью обеспечения безопасности полёта вертолёта, которые на несущем винте вертолета возникают на режимах снижения при небольших скоростях полета и при этом наблюдаются значительные пульсации аэродинамических нагрузок на винте, а вертолёт становится практически неуправляемым. В связи с очень сложной картиной обтекания до последнего времени не было адекватной математической модели этого режима. На базе разработанной нелинейной лопастной вихревой модели со свободным диффундирующим следом проведены комплексные расчетные исследования режимов крутого снижения несущего винта одновинтового вертолета, включая режимы вихревого кольца. Впервые получены структура вихревого следа, векторные поля скоростей и линии тока, а также аэродинамические характеристики винта с учетом махового движения лопастей. Выявлены особенности работы рулевого винта на этом режиме, а так же требования к выбору его параметров из условия обеспечения путевого управления. Проведены исследования технических решений для модернизации парка эксплуатируемых гражданских вертолетов. Предложены мероприятия, обеспечивающие повышение их технико-экономических характеристик. Показано, что наиболее рациональной и эффективной в экономическом аспекте является модернизация вертолётов Ми-8/17, а транспортная производительность модернизированного варианта вертолета Ми-17М может быть повышена по сравнению с серийным вертолетом Ми-8МТВ в среднем в 1.5 раза. Рассмотрены мероприятия по модернизации вертолета Ми-26, позволяющие увеличить полезную нагрузку на 2-2,5 т., скорость полета на ~20-25 км/час при снижении километровых расходов топлива на 10-12 %. Для легкого многоцелевого вертолета Ансат предложены мероприятия по дальнейшему совершенствованию аэродинамики винтовой системы и корпуса, позволяющие обеспечить повышение транспортной производительности и топливной эффективности вертолета на ~20%. Рассмотрены варианты вертолёта с новыми двигателями отечественного производства. Показано, что ключевым элементом глубокой модернизации вертолета Ка-226 является применение двигателей мощностью ~800 л.с. Рассмотрен вариант вертолёта с увеличенными размерами фюзеляжа и улучшенной аэродинамикой. Рассмотрен вариант модернизации вертолёта Ми-2, предусматривающий увеличение транспортной производительности и топливной эффективности на ~25-30%. Рассмотрен вариант модернизации вертолёта Ми-34, обеспечивающий увеличение силы тяги винта на статическом потолке на ~60-80 кг., скорости полета на ~7-10 км/ч. и транспортной производительности и топливной эффективность вертолета на ~10-15%. В рамках подготовки к испытаниям моделей несущих винтов разработана методика определения частотных характеристик лопастей этих моделей. Создан стенд, определён состав измерительной аппаратуры и порядок выполнения работ на невращающихся лопастях. В порядке подготовки к проведению испытаний винтов изготовлены образцы элементов конструкции лопастей и выполнены их испытания на прочность, показавшие, что принятые конструктивные решения, выбранные материалы и параметры технологического процесса позволяют обеспечить прочность моделей лопастей при испытании в аэродинамической трубе. Изготовлена модель крыла с новым вертолётным профилем для испытаний в аэродинамической трубе. Из композиционных материалов изготовлены лопасти крупномасштабной модели несущего винта для испытаний при натурных числах Маха. Отработана технология их проектирования и изготовления моделей. Проведён цикл прочностных испытаний. Создан новый информационно измерительный комплекс для проведения измерений на вращающихся моделях и натурных рулевых и несущих винтах вертолетов. Выполнены экспериментальные исследования корпуса тематической модели скоростного вертолета в аэродинамической трубе без модели несущего винта. В целях |
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 |