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) icon

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)









НазваниеФедеральная 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)
страница5/15
Размер4.27 Mb.
ТипПрограмма
1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   15
исследования по повышению уровня электрификации самолетов в обеспечение их конкурентоспособности по эксплуатационным характеристикам. Проведено проектирование агрегатов и систем СЭС ПЭС (системы генерирования и запуска (СГЗ) двигателя, СГЗ ВСУ, статических преобразователей электроэнергии, распределительно-преобразовательного устройства, аппаратов защиты и коммутации, литий-ионных аккумуляторных батарей, перспективных бортовых электрических проводов), электрифицированной системы кондиционирования воздуха (СКВ ПЭС), вибрационной противообледенительной системы, разработка технических предложений на агрегаты и системы ЭЭК ПЭС, оценка эффективности применения технологии ПЭС на перспективных магистральных самолетах гражданской авиации в части электрификации системы управления, разработка демонстрационной САУ ГТД с электроприводными агрегатами. Разработаны технические предложения на агрегаты и системы ЭЭК ПЭС. Рассмотрены варианты последовательного внедрения технологий ПЭС в системы управления летательных аппаратов. Получены оценки возможного снижения веса конструкции системы управления. Сформулированы требования для разработки промышленностью конкурентоспособных автономных рулевых приводов. Предложены структуры исполнительной части системы управления активного БСМС для вариантов полной (ПЭС) или частичной (БЭС) электрификации системы управления. Рассмотрены варианты последовательного внедрения технологий ПЭС в системы управления летательных аппаратов. Разработана демонстрационная электроприводная САУ, содержащая цифровой регулятор, систему подачи топлива с электроприводным шестеренным насосом с регулируемой частотой вращения, управляемый электропривод лопаток входного направляющего аппарата компрессора и электропневмоклапаны управления перепуском воздуха. Параметры электроприводов системы выбраны применительно к двигателю-демонстратору АИ-25ТЛ. Для проведения испытаний электронного регулятора в замкнутой схеме создан лабораторный стенд. Проведены наладочные автономные испытания электроприводных агрегатов демонстрационной системы управления. Проведены испытания демонстрационных образцов ВиброПОС и функционального устройства СЭС ПЭС. В том числе разработан и изготовлен демонстрационный образец электромеханического рулевого привода (ЭМП) ПЭС. Проведены предварительные испытания привода, подтвердившие его работоспособность и заявленные характеристики. Определены направления электрификации ГТД, которые включают в себя применение встроенного стартёра-генератора, электрического привода насосов в системе топливопитания и в масляной системе и др. На «электрическом» ГТД не будет отбора воздуха на нужды самолёта, гидравлических насосов, гидравлических и пневматических трубопроводов, что позволит в перспективе отказаться от коробки приводов на двигателе и даст возможность уменьшить массу и мидель двигателя на 10…15%, снизить теплонапряжённость топливной системы на 10…20°С, уменьшить стоимость обслуживания в 2…3 раза, улучшить тактико-технические характеристики самолётов. Разработаны технические предложения по электрификации систем ГТД для магистрального самолёта, в соответствии с которыми система автоматического управления выполняется цифровой электронной с электроприводными исполнительными механизмами. Объём функций, выполняемых САУ, расширяется по сравнению с современными системами и система должна обеспечить, кроме управления рабочим процессом в двигателе воздействие на его регулирующие факторы (расход топлива, направляющие аппараты, клапаны перепуска), также управление режимом работы электроприводной системы смазки двигателя и стартёра-генератора. Исследована принципиальная возможность создания технологии «ВСУ на основе топливных элементов». Показано, что в ближайшее время в России возможно достижение величин удельной мощности батареи ТЭ энергоустановок 0,4…0,5 кВт/кг, а в более отдалённой перспективе – 0,8…1,0 кВт/кг, что уступает лучшим современным мировым образцам (1,0…2,0 кВт/кг). Поэтому для ликвидации отставания отечественной промышленности в области ТЭ целесообразно рассмотреть возможность использования зарубежных достижений в области ТЭ в отечественной авиационной технике. Продемонстрирована возможность создания демонстраторов энергоустановок на основе ТПТЭ для БПЛА мощностью 0,2…0,5 кВт, а также ВСУ мощностью порядка 10…20 кВт. Исследованы перспективы создания полноразмерных ВСУ на основе ТЭ для магистральных самолётов класса SSJ100 или МС-21 (мощностью 350…500 л.с.) и сформированы их возможные облики, а также проведён предварительный комплексный анализ достоинств и недостатков энергетических ВСУ альтернативных типов (на базе ТПТЭ или ТОТЭ) на борту ЛА с учётом технико-экономической эффективности, эксплуатационных свойств, экологических и др. характеристик. Показано, что рациональным путём создания полноразмерной авиационной ВСУ для магистрального самолёта является принятый на Западе путь постепенного последовательного переключения отдельных самолётных систем на питание от бортового электрохимического источника. Первоочередными задачами здесь могут быть задачи создания аварийной системы энергоснабжения в случае выключения основного двигателя, а также самолётных систем, работающих на земле (запуск двигателя, перемещение самолёта по аэродрому, кондиционирование салона), что позволит существенно улучшить экологическую обстановку в районе аэродрома как в отношении эмиссии, так и шума. В последующем по мере совершенствования характеристик ТЭ и расширения доли «электрических» функций самолётных систем ВСУ на основе ТЭ сможет взять на себя выполнение всех задач, характерных для полностью электрифицированного самолёта. Выявлены и предварительно исследованы критические технологии, отработка которых послужит основой при создании нового поколения СУ нетрадиционных схем для будущих самолётов. На основе проведённых исследований сформированы принципиальные схемы авиационных энергетических установок, состоящих в общем случае из батареи твёрдополимерных или твёрдооксидных ТЭ, турбокомпрессорного блока, конвертора авиационного топлива или бортового аккумулятора водорода, электрогенератора и системы автоматического управления. Для решения задачи создания эффективной авиационной ВСУ на основе топливных элементов и ликвидации значительного в данной области отставания отечественной промышленности от западных фирм необходимо разработать и утвердить комплексную программу работ в данной области с привлечением к ее реализации зарубежных партнеров в рамках международного сотрудничества. Проведена оценка эффективности электрификации систем бортового оборудования, исполнительных приводов и ГТД. Установлено, что наименьшей эквивалентной массой среди электрифицированных систем кондиционирования воздуха обладает СКВэ с отдельными электроприводными нагнетателями и отбором воздуха от НК МД. Проведена комплексная оценка весовой и энергетической эффективности полного или частичного перехода к использованию в исполнительной части системы управления самолета рулевых приводов с электрическим силовым питанием, которая показала, что при полной замене гидравлических приводов на электрические в исполнительной части системы управления перспективного ближне-средне магистрального самолета (БСМС) вес исполнительной части может быть в будущем уменьшен на 350-400 кГ (на (25%). Отбор мощности у двигателя самолета на функционирование системы управления может быть при этом уменьшен в 1.7-1.8 раза (с (140 кВт до 80 кВт). В силу недостаточного достигнутого уровня надежности и отработанности «электрических» рулевых приводов для пассажирского самолета в настоящее время представляется целесообразным рассматривать частичную “электрификацию” исполнительной части системы управления. Для варианта «Более электрического самолета» с электромеханическими приводами во вторичной системе управления и двухрежимными электрогидравлическими/электрогидростатическими приводами в первичной системе управления, вес исполнительной части системы управления БСМС может быть уменьшен на 150 кГ (на (11%). Оценка влияния электрификации магистрального самолёта на характеристики ТРДД показала, что при исключении отбора воздуха из компрессора двигателя на самолётные нужды (СКВ, ПОС) топливная экономичность двигателя может быть улучшена на крейсерском режиме полёта на ~1.5%. Показано, что при современном уровне электрических технологий масса «электрического» ТРДД может быть снижена примерно на 60 кг, а при использовании передовых электрических технологий – на 95 кг. В результате выполнения НИР «Электрический самолет» создан значительный научно-технический задел по разработке систем и элементов ЭЭК ПЭС, СКВ, ВиброПОС, электромеханических и электрогидростатических рулевых приводов, а также по электрическому ГТД и его системам, который позволяет приступить к созданию их опытных образцов применительно к конкретному типу отечественного самолета.

Проведены работы направленные на разработку конструктивно-технологических решений, проектирование, изготовление и испытания прототипа перспективного крыла и отдельных элементов из полимерных композиционных материалов (ПКМ), обеспечивающие разработку и изготовление крыла из полимерных композиционных материалов для перспективных воздушных судов гражданской авиационной техники (пассажирских и транспортных самолетов). Выполнены разработка конструктивно-технологических решений, проектирование, изготовление и испытания прототипа крыла. Разработан электронный макет и конструкторская документация прототипа консоли крыла, стыка консоли крыла с центропланом, проведен анализ прочности и массы конструкции. Изготовлены и испытаны образцы элементов прототипа. Определены, разработаны и отработаны в производстве базовые технологии изготовления, сборки и контроля качества составных частей и в целом прототипа крыла, сформирован базовый перечень средств технологического оснащения и оборудования. Спроектирована и изготовлена стендовая оснастка для испытаний прототипа крыла. Разработана техническая документация на стендовую оснастку для испытаний прототипа крыла. Конструкция стенда разделена на следующие части: силовой портал, имитатор центроплана, композитный кессон, макет двигателя и пилона, узлы приложения нагрузок и напольные приспособления. Проанализирована ремонтопригодность типовых зон прототипа крыла с указанием перечня типовых повреждений. Установлены виды дефектов прототипа крыла и причины их возникновения, а также указаны требования к отремонтированным элементам прототипа крыла и выбраны материалы для ремонта повреждений. Разработаны типовые подходы к ремонту прототипа крыла, включая обнаружение и оценку дефекта, методы выполнения ремонта с описанием подготовки зон ремонта и материалов для ремонта. В рамках проведения инжиниринговых работ по созданию производства авиационных конструкций из ПКМ (завода) осуществлены работы по разработке инструкций по ремонту и эксплуатации спецоборудования и оснастки для производства и сборки изделий из ПКМ, разработке технологических процессов и операционных карт изготовления опытных образцов и конструктивных элементов прототипа, с указанием применяемой оснастки и оборудования, разработке технологической схемы процессов и операций изготовления изделий на спецоборудовании в опытном производстве, формированию перечня основных и вспомогательных материалов для конструкции прототипа крыла, подготовке базиса для получения сертификата центра аттестации и квалификации материалов, определяющего порядок проведения и контроля оценки соответствия материалов требованиям авиационных правил, проведению квалификационных испытаний в целях получения расчетных характеристик ПКМ, применяемых в силовых элементах планера самолета.

В области авиационных материалов и технологий

В целях разработки материалов и технологий изготовления, методов неразрушающего контроля и способов антикоррозионной защиты полуфабрикатов и деталей из конструкционных и функциональных материалов для планера изделия БСМС в соответствии с программами паспортизации определен комплекс свойств полуфабрикатов, требуемой для БСМС номенклатуры, из алюминиевых сплавов В96ц-3пч (полосы), В-1963 (штамповки), 1441 (профили), В-1469 (массивные профили), В-1341 (листы, массивные профили), а также из высокопрочных титановых сплавов ВТ22М (поковки) и ВТ23М (ковано-катаные плиты). Разработаны ТУ на опытно-промышленные штамповки из сплава В-1963. Определены защитные свойства бесхроматных оксидных покрытий и их влияние на усталостные характеристики алюминиевых сплавов. Исследовано влияние технологий нанесения химических никелевых Ni-B (Ni-P), модифицированного цинкового и пиролитического алюминиевого покрытий на физико-механические свойства сталей. Исследовано влияние эксплуатационных факторов на свойства герметика ВГМ-9, ткане-пленочного материала, эффективность комплексной системы покрытий для защиты контактных пар алюминий-углепластик. Отработаны технологии склеивания тканепленочного материала и нанесения на него теплоотражающего покрытия. Выбраны оптимальные рецептуры бесхроматных грунтовок для кессон-баков и обшивки из ПКМ. Отработаны режимы неразрушающего контроля: рентгеноскопического, велосиметрического, капиллярного, рентгеновского контроля остаточных напряжений в штамповках из сплава В-1963, методики определения теплофизических свойств теплоизоляционных материалов. В целом проведен комплекс паспортных испытаний опытно-промышленных партий катаных, кованых и прессованных полуфабрикатов из конструкционных алюминиевых и титановых сплавов. Разработаны технологии бесхроматного химического оксидирования алюминиевых сплавов, нанесения функционального износостойкого покрытия на основе химического никеля, защитных пиролитических алюминиевых, оксидо-алюминиевых покрытий, модифицированного цинкового покрытия на детали из высокопрочных сталей, в т.ч. с прочностью до 2100 МПа. Разработаны способы защиты силовых узлов, включающих контакты алюминиевый сплавы – углепластик. Оптимизированы рецептуры материалов (тканепленочного, клеевого, лакокрасочного) для надувных спасательных трапов, разработана технология нанесения теплоотражающего покрытия (эмали) на тканепленочный материал, соответствующего требованиям TSO-C69c. Разработаны технологии и методики определения размеров и координат нарушений сплошности, а также поверхностных дефектов и остаточных напряжений в полуфабрикатах из алюминиевых, титановых сплавов, сталей при их производстве. Разработаны методики неразрушающего контроля качества внутренних соединений, стенок и ребер интегральных конструкций из ПКМ низкочастотным акустическим велосиметрическим методом, методики исследования теплофизических свойств теплоизоляционных материалов. В целом разработано 6 новых материалов и покрытий, 6 технологических процессов и 3 методики испытаний и контроля, содержащих 5 ноу-хау, поданы в Роспатент 4 заявки на охраноспособные технические решения. Полученные результаты могут быть использованы для создания перспективных изделий авиационной техники с календарным сроком службы до 40 лет и повышенным ресурсом (до 80000 летных часов), со сниженными массой (на 25-30%) и расходом топлива (на 10-15%).

В области бортового оборудования и агрегатов

Проведен анализ и исследование вариантов интеграции унифицированных компонентов, комплектующих и систем КБО с открытой архитектурой в обеспечение реализации перспективных пилотных проектов. Проведены комплексные испытания и интеграционные проверки разработанных образцов компонентов бортового оборудования и крейтов на интеграционном стенде. Разработаны и изготовлены вычислительные платформы ИМА с набором модулей и базовым программным обеспечением. Созданы автоматизированные рабочие места для отработки программного обеспечения и его загрузки в прототипы разработанных крейтов и модулей. Разработан комплект требований (спецификаций) на функции воздушного судна, требований к архитектуре и дизайну комплекса, интерфейсных связей, позволяющих обеспечивать сертификационный процесс в западных авиационных регистрах ((FAA, EASA). Разработаны инструментальные средства интегратора комплекса бортового оборудования. Проведены исследования по созданию оптимизированной интегрированной среды разработки ИМА, перспективных средств управления комплексом бортового оборудования, в том числе элементов улучшенного и ситезированного видения и речевого интерфейса. Проведен анализ компонентов периферийного оборудования с использованием ИМА технологий. Разработаны проекты Технических заданий на прототипы ИРК-ISS, модернизацию НСИ-2000MTG на основе интерфейса AFDX, предложения и документация на волоконно-оптические линии связи.

В процессе НИР выполнен комплекс работ по интегрированным вариантам ИМА структур, созданию требований к документации по проектированию КБО и функциональных комплектующих, созданию оптимизированной интегрированной среды разработки ИМА. В процессе комплекса работ по интегрированным вариантам ИМА структур в качестве основного варианта архитектуры платформы ИМА в НИР принята распределенная сетевая архитектура с крейтами системными, выполняющих функцию основных вычислителей, крейтами (удаленными) концентраторами сигналов, выполненными в варианте крейта защищенного исполнения с унифицированными модулями, наборами (сборками) удаленных модулей защищенного исполнения. Проведена унификация модулей разных поставщиков, используемых в основных вычислителях и удаленных концентраторах сигналов, посадочные места под них в крейтах. Проведена системная отладка крейтов и модулей, проверена их работоспособность в единой информационной сети. Созданы рабочие места тестирования и рабочие места разработчиков программного обеспечения, стенды для испытаний. Проведена комплексная интеграция разработанных крейтов, модулей, удаленных модулей и удаленных концентраторов в единую схему с выводом отображения на интеграционный стенд и демонстратор кабины.

В комплексе работ по созданию требований к документации по проектированию КБО и функциональных комплектующих созданы версии (шаблоны) спецификаций исходных версий сертификационных документов для представления в авиационные регистры. Подготовлены системные спецификации как на комплекс авионики, так и на отдельные функции воздушного судна. Подготовлены требования системного уровня на комплекс бортового оборудования, требования к дизайну и архитектуре комплекса, проведено согласование интерфейсных связей на отдельные функции. Разработаны требования системного уровня на системы не входящие в ИМА и требования верхнего и нижнего уровней к программному обеспечению ИМА функций, представлено описание тестовых процедур проверки программного обеспечения.

В целях создания информационной среды поддержки коллективной разработки программного обеспечения, подлежащего сертификации по КТ-178В (DO 178B) ‏или  ГОСТ Р 51904. проработаны детальные требования и реализация (дизайна) веб-ориентированной информационной системы интеграции КБО, предназначенной для хранения и коллективной работы с протоколами взаимодействия авиационных бортовых комплексов, создаваемых в рамках проектов интеграционной модульной авионики. Информационная среда в основном ориентирована на работу с комплексами, использующими ARINC 653 и ARINC 664 (AFDX), но при этом также поддерживает описание информации передаваемой в аналоговом виде, по ARINC 429, ARINC 825 (CAN) и по ARINC 717 (Кадры МСРП). Кроме табличного описания протоколов взаимодействия, поддерживается также хранение протоколов взаимодействия, изложенных в произвольном формате.

Разработаны методики проведения разработки и тестирования, пакет шаблонов сертификационных документов, разработаны инструментальные средства разработки программного обеспечения и интегратора комплекса бортового оборудования в целом. Проведены исследования процессов проектирования сложных бортовых систем, а также процессов проектирования тестов системного уровня, разработан процесс формирования требований и проектирование инструментов автоматизирующих эти процессы.

Уделено должное внимание вопросам улучшенного и синтезированного видения. Проблема работы пилотов в сложных метеоусловиях, ночью, в туман, непогоду актуальна как для гражданской авиации, так и пилотов транспортной и военной авиации. В рамках проведенной НИР разработан прототип программного модуля обнаружения ВПП на видеоизображениях, разработана база данных наземных многоспектральных регистраций.

Вычислительные сетевые распределенные системы крейт крейт-концентратор-удаленный модуль (ВСКККУМ) разработанные и изготовленные в работе, полностью соответствуют принятым западным стандартам. Предложенный подход к разработке позволяет адаптировать разработанные объекты в авиационное оборудование самолетов иностранного производства и наоборот.

Разработанные элементы ИМА предполагается, в первую очередь, использовать в составе комплексов бортового оборудования разрабатываемых отечественными конструкторскими организациями современных летательных аппаратов, таких как, МС-21, ШФ БСМС, SSJ-130. Кроме того, разработанные в рамках НИР «Конструктор КБО-Интеграция» вычислительные сетевые распределенные системы крейт крейт-концентратор-удаленный модуль (ВСКККУМ) могут быть использованы и при проведении модернизации существующего самолетного парка. Концепция ИМА предполагает, что ее элементы могут быть использованы и в других отраслях промышленности, например, судостроении, космонавтика. Основная идея проекта «Конструктор КБО- Интеграция» - это синтез КБО из унифицированных аппаратных и программных модулей.

В процессе выполнения НИР «Исследования по обеспечению надежности и безотказности работы бортового оборудования и агрегатов отечественных пассажирских и транспортных летательных аппаратов, находящихся в эксплуатации, и направлений развития и совершенствования бортовых систем для их использования в перспективных проектах», основной задачей которой являлись повышение надежности и безотказности бортового оборудования, находящегося в эксплуатации и повышение его технического уровня за счет уменьшения веса и габаритных размеров на 10-15%, снижение энергопотребления на 5-10%, увеличение ресурса и повышение безотказности проведен анализ научно-технического уровня, надежности и безотказности работы бортового оборудования и агрегатов отечественных летательных аппаратов и состояния нормативной базы агрегатостроения. Проведенный анализ показал, что инциденты из-за отказов агрегатов, систем и конструктивных элементов составили 61,7 % от общего числа. Отечественные системы и агрегаты обладают недостаточной надёжностью и безотказностью, малым ресурсом. Затраты на обслуживание отечественных самолётов превышают в 2 – 3 раза аналогичные затраты зарубежных самолётов из-за недостаточного ресурса и большого числа отказов комплектующих агрегатов. В результате разработаны предложения по направлениям совершенствования бортового оборудования и агрегатов, повышению их надежности и совершенствованию нормативной базы агрегатостроения для обеспечения конкурентоспособного уровня качества перспективной техники. С участием предприятий авиационной промышленности разработана «Программа мероприятий по повышению надежности и безотказности бортового оборудования». Программа включающая мероприятия по совершенствованию и модернизации бортового оборудования, систем, их агрегатов, узлов и элементов и разработку нормативных документов. В рамках НИР проведена работа по реализации мероприятий Программы. Практическая ценность данной работы заключается в доведении разработанных предложений до разработки новых конструкторских и технологических решений по системам и агрегатам бортового оборудования с получением экспериментальных образцов, обеспечивающих повышению надежности и эффективности бортовых систем и агрегатов на 10-15%. В качестве соисполнителей к этой работе привлечены ведущие предприятия авиационной промышленности, в том числе ОАО НПО «Наука», ФГУП «УАП «Гидравлика», ОАО «ОКБ «Кристалл», ОАО АКБ «Якорь», ОАО «Завод «Исеть», ОАО «Завод «Чувашкабель», ФГУП «ДКБА», ОАО «Респиратор», ЗАО «ТЕХНОКОМ АВИА».

Проведена разработка новых конструкторских и технологических решений систем бортового оборудования и агрегатов. Выполнены работы по разработке: исполнительных механизмов с вентильными двигателями и встроенными модулями управления для запорно-регулирующей арматуры СКВ, сетевого редуктора для питания кислородом членов экипажей самолетов, фильтров тонкой очистки с фильтроэлементами из материалов объемной и поверхностной фильтрации, регулируемого выпрямительного устройства нового поколения РВУ-6В, статического преобразователя ПОС-250В, электрических низкочастотных герметичных соединителей (вилок) печатного и объемного монтажа на базе соединителей СНЦ 144 ЦСНК.430421.008ТУ, теплостойких кабелей для передачи данных по интерфейсам стандарта TIA/EIA-485 CAN в диапазоне температур от минус 60°С до плюс 150°С, регуляторов избыточного давления воздуха с новыми фильтрами, конструкции заслонки и технологии, обеспечивающих быстросъемный демонтаж электроприводов, автономной системы обнаружения утечек воздуха (АСОУ) в трубопроводах СКВ, аппаратуры сигнализации о перегреве и пожаре АССПП-1, в части продления назначенных ресурсов до 18000 л.ч. в течение срока службы 18 лет; электроприводных центробежных насосов топливной системы самолетов Ту-204 и его модификаций, усовершенствованной водовакуумной системы удаления отбросов. Выпущены комплекты конструкторской документации. Разработана технологическая документация на типовой технологический процесс сборки авиационных шлангов на основе рукавов из политетрафторэтилена и технологический процесс разработки фильтроэлементов. Изготовлены опытные образцы рукавов из политетрафторэтилена, исполнительного двигателя ДМБ-40-13, блока преобразования сигнала и управления ЭМП ЗРА, датчик положения ротора исполнительного двигателя, экспериментальные образцы насосов топливных ЭЦНГР- 5А и ЭНГР-15, сетевого редуктора и фильтроэлементов. Проведены испытания изделий БУОС на подтверждение назначенного ресурса 18000 л/часов и срока службы 18 лет, ресурсные испытания насоса ЭЦНГР-5А.

В результате проведенных исследовательских испытаний подтверждена работоспособность созданных экспериментальных образцов электромеханического привода запорно-регулирующей арматуры СКВ, регулятора избыточного давления, запорно-регулирующей заслонки, фильтров для топливных и гидравлических систем, электроприводных центробежных насосов, регулируемого выпрямительного устройства, однофазного статического преобразователя, цилиндрических низкочастотных герметичных электрических соединителей, термостойких кабелей, аппаратуры сигнализации о пожаре и перегреве и систем пожарной сигнализации, сетевого редуктора для питания кислородом членов экипажей самолетов, технологического процесса изготовления рукавов из политетрафторэтилена. Проведена разработка нормативных документов, направленных на повышение надежности, ресурса, эксплуатационных характеристик систем бортового оборудования, их агрегатов и изделий широкого применения. Полученный научно-технический задел предположено использовать на стадии ОКР при разработке бортовых систем и агрегатов для перспективных проектов.

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 = 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 ΔСymах0,05, а профиль СТМ-2 на величину ΔСутах0,14. 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 Кmax18. 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
1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   15

Ваша оценка этого документа будет первой.
Ваша оценка:

Похожие:



Федеральная целевая Программа «Модернизация единой системы организации воздушного движения Российской Федерации (2009-2015 годы)» (утверждена Постановлением Правительства Российской Федерации от 01. 09. 2008 г. №652)



Правила пожарной безопасности в Российской Федерации ппб 01-03
...



И по делам гражданской обороны, чрезвычайным ситуациям и ликвидации последствий стихийных бедствий (по Камчатскому краю), и членов их семей за период с 1 января
Главном управлении Министерства Российской Федерации по делам гражданской обороны, чрезвычайным ситуациям и ликвидации последствий...



Автотранспортные средства требования безопасности к техническому состоянию и методы проверки издание официальное госстандарт россии москва
Нииат), Научно-исследовательским центром по испытаниям и доводке автомобиль­ной техники (нициамт), Научно-исследовательским центром...



Количество автомобилей в России в последние годы неуклонно росло. Еще два года назад на каждую тысячу россиян приходилось 188 машин, в 2008 году – 207 транспортных средств. А в начале 2009 года уровень автомобилизации в России вырос до 225 автомобилей на каждую тысячу жителей. Б



Долгосрочная областная целевая программа "повышение безопасности дорожного движения в саратовской области на 2010 2012 годы"



Правила устройства электроустановок (пуэ) распространяются на вновь сооружаемые и реконструируемые электроустановки до 500 кВ, в том числе на специальные электроустановки, оговоренные в разд. 7 настоящих Правил
В настоящий исправленный тираж «Правила устройства электроустановок» шестого издания включены все изменения, оформленные в период...



Рабочая программа учебной дисциплины ф тпу 01 21/01 министерство образования и науки российской федерации



Пдд правила Дорожного Движения Российской Федерации (редакция от 10. 05. 2010, вступила в силу с 20 ноября 2010 года)



Федеральная целевая программа "Повышение безопасности дорожного движения в 2006 2012 годах"

Поделиться в соцсетях



Авто-дневник






База данных защищена авторским правом ©ucheba 2000-2018

обратиться к администрации | правообладателям | пользователям

разработчик i-http.ru

на главную