Разработка теоретических основ и практических методов реализации аэродинамического совершенства самолётов транспортной категории с учётом выполнения сертификационных требований по безопасности полёта. тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.01, доктор наук Шевяков Владимир Иванович

• Шевяков Владимир Иванович
• доктор наук
• 2018

Оглавление диссертации доктор наук Шевяков Владимир Иванович

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННЫЕ ПРОБЛЕМЫ ПОВЫШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОВЕРШЕНСТВА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ И ВОЗМОЖНОСТИ

ИХ РЕШЕНИЯ

1. 1 Вводные замечания

1.2 Особенности аэродинамических характеристик воздушных судов с двигателями большой степени двухконтурности и возможности их улучшения

1.3 Учёт особенностей конструкции при аэродинамическом проектировании воздушных судов

1.4 Улучшение аэродинамических характеристик воздушных судов в условиях обледенения

1.5 Выводы по главе

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ РЕАЛИЗАЦИИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОВЕРШЕНСТВА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ С УЧЁТОМ ВЫПОЛНЕНИЯ СЕРТИФИКАЦИОННЫХ ТРЕБОВАНИЙ К СИСТЕМАМ САМОЛЁТА

2.1 Вводные замечания

2.2 Выбор программного обеспечения для подготовки исходных данных

2.3 Метод обеспечения выполнения требований к работоспособности датчиков системы воздушных сигналов в условиях обледенения

2.4 Метод обеспечения выполнения сертификационных требований к системе сигнализации обледенения

2.5 Метод обеспечения выполнения сертификационных требований к

точности определения барометрической высоты полёта

2.6 Выводы по главе

ГЛАВА 3. ОЦЕНКА ИЗМЕНЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРИ ПРОИЗВОДСТВЕ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И РЕМОНТАХ ОСНОВНОЙ СИЛОВОЙ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА

3.1 Вводные замечания

3.2 Принципы контроля качества внешней поверхности воздушных

судов

3.3 Методика определения вредного сопротивления дефектов внешней поверхности воздушных судов на трансзвуковых

режимах полёта

3.4 Разработка требований к допустимым значениям отклонений от теоретического контура внешней поверхности воздушных судов

3.5 Разработка требований к установке датчиков статического

давления

3.6 Выводы по главе

ГЛАВА 4. ПРОБЛЕМЫ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

ВОЗДУШНЫХ СУДОВ НА ЭТАПЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ

4.1 Вводные замечания

4.2 Возможности улучшения лётных характеристик воздушных судов

на начальном этапе эксплуатации

4.3 Возможности расширения ожидаемых условий эксплуатации

4.4 Пути совершенствования воздушных судов в целях сохранения конкурентоспособности на перспективу

4.5 Выводы по главе

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ...................................................................... 2S4

ПРИЛОЖЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка теоретических основ и практических методов реализации аэродинамического совершенства самолётов транспортной категории с учётом выполнения сертификационных требований по безопасности полёта.»

ВВЕДЕНИЕ

Диссертационная работа посвящена разработке теоретических основ и практических методов обеспечения наиболее полной реализации аэродинамического совершенства транспортных самолётов с учётом выполнения новых сертификационных требований по безопасности полёта.

Под аэродинамическим совершенством понимается высокое, с учётом размерности самолёта, аэродинамическое качество на крейсерском режиме, высокий уровень аэродинамического качества на взлётных режимах, а также высокие несущие свойства на посадочных режимах.

Актуальность темы исследования. Современный рынок гражданской авиационной техники (АТ) характеризуется жёсткой конкурентной борьбой по всем направлениям. При выборе воздушного судна (ВС) авиакомпаниями тщательно изучаются его эксплуатационные характеристики, оценивается возможность получить наибольшую прибыль. Основным критерием, принимаемым во внимание, была, остаётся и будет всегда безопасность эксплуатации ВС. Но немаловажные роли играют также топливная эффективность ВС и низкие эксплуатационные расходы.

С 90-х годов в развитии отечественной авиационной промышленности наблюдался определённый застой, производство гражданской техники существенно сократилось, авиакомпании стали массово приобретать импортные ВС. В авиационной науке, несмотря на появление мощной вычислительной техники, также усилилось отставание от ведущих научных центров Европы и Америки. Отставание наблюдалось и в области экспериментальных исследований, в связи с появлением в ряде стран уникальных аэродинамических труб (АДТ). А в области разработки методов определения соответствия новым сертификационным требованиям, количество которых в западных нормах постоянно увеличивалось, движение практически застопорилось.

В настоящее время, когда в России выбрано направление на переход от использования импортной АТ к отечественной, вопросы

конкурентоспособности создаваемых самолётов становятся крайне актуальными. Это касается как обеспечения эффективности эксплуатации ВС, так и безопасности их полёта.

Необходимость повышения топливной эффективности требует поиска новых путей как в снижении расходов топлива двигателей, так и в повышении уровня аэродинамического качества ВС. В этом направлении возможны два пути: первый, «революционный» - разработка принципиально новых двигателей, а также использование новых, аэродинамически более совершенных компоновок ВС. Второй путь, «эволюционный» -совершенствование характеристик двигателей и аэродинамических форм ВС. Научные изыскания идут в обоих направлениях, но на данный момент времени практикой более востребован второй путь. Это выражается в широких исследованиях по разработке и использованию в гражданской АТ двигателей всё большей степени двухконтурности, имеющих пониженный расход топлива, а также в отработке решений, улучшающих аэродинамику ВС традиционных компоновок.

Однако, при использовании двигателей с большой степенью двухконтурности, отличающихся значительным размером, может возникнуть множество проблем. Особенно это касается случаев, когда двигатели располагаются под крылом самолёта-низкоплана. В первую очередь, это вопрос обеспечения минимально необходимого расстояния от двигателей до земли. Кроме возникновения проблемы защиты двигателя от попадания посторонних предметов, такая компоновка приводит к проблеме интерференции двигателя и крыла из-за существенного сокращения расстояния между ними, вызванного необходимостью поднятия двигателя над землёй. Вредная интерференция может приводить к снижению как крейсерских, так и взлётно-посадочных характеристик (ВПХ) самолёта. В некоторых случаях могут возникнуть проблемы при работе реверса тяги двигателя, выражающиеся в малой его эффективности и неблагоприятном изменении аэродинамических

характеристик (АДХ) самолёта из-за особенностей взаимодействия струи от двигателей крыла и фюзеляжа.

Исследования, направленные на получение высоких АДХ разрабатываемых гражданских самолётов, в последние годы приобретают некоторые дополнительные особенности, заключающиеся во всё большем влиянии, прямом или косвенном, требований по обеспечению безопасности полёта. Вводимые сертификационными властями, эти требования, зачастую, обусловлены не только интересами повышения безопасности эксплуатации ВС, но и ужесточающейся конкурентной борьбой. Невыполнение некоторых из появившихся в последнее время сертификационных требований существенно ограничивает допустимые эксплуатационные режимы полёта и этим не позволяет реализовать аэродинамическое совершенство ВС в полной мере. Выполнение этих требований невозможно без проведения глубоких расчётно-экспериментальных аэродинамических исследований.

Принимая во внимание нацеленность утверждённых отечественных программ в авиастроении и на зарубежные рынки, тема разработки и научного обоснования технических решений, обеспечивающих наиболее полную реализацию АДХ транспортных самолётов с учётом выполнения новых сертификационных требований по безопасности полёта, исследованная в настоящей работе, представляется актуальной.

Степень разработанности темы исследования. Теоретическим и экспериментальным исследованиям по повышению аэродинамического совершенства ВС посвящено очень много работ. Этими проблемами занимается целый ряд исследователей и исследовательских коллективов как у нас в стране, так и за рубежом.

В крупнейшем отечественном научном центре - ФГУП «ЦАГИ» постоянно ведутся разработки теоретических расчётных методов и их использование при проектировании новых геометрических форм. Как продолжение традиций, заложенных в НИО-2 Серебрийским Я.М. и развитых Павловцом Г. А., можно рассматривать работы Карася О.В. и Ковалёва В.Е.,

Болсуновского А.Л. и Бузовери Н.П. [1]. Из относительно недавних работ следует отметить докторские диссертации Ляпунова С.В. [2] и Волкова А.В. [3] посвящённые развитию численных методов, а также кандидатскую диссертацию Скоморохова С.И. [4] о применении современных подходов в аэродинамическом проектировании транспортных самолётов. В ряде работ исследуются возможности повышения точности эксперимента в аэродинамических трубах при больших скоростях потока. Из открытых публикаций следует отметить кандидатскую диссертацию Курсакова И. А. [5].

Исследования по аэродинамике силовой установки, по анализу работы реверса тяги ведутся НИО-1 ЦАГИ (Чевагин А.Ф., Акинфиев В.О., Лысенков

A.В., Власенко В.В, Михайлов С.В.). Вопросы компоновки на самолёте вспомогательной силовой установки рассмотрены, например, в кандидатской диссертации Кажана Е.В. [6].

Теоретические исследования и экспериментальные работы для низких скоростей полёта выполняются во ФГУП «СибНИА» (Чемезов В.Л., Зайцев

B.Ю., Рогозин Ю.А., Силантьев В.А., Мымрин В.А.). Из сравнительно недавних работ можно отметить кандидатскую диссертацию Румянцева А.Г. [7].

Исследованиями условий обледенения, а также их влиянием на характеристики элементов ВС активно занимались и занимаются во ФГУП «ЦАГИ» (Андреева Г.Т., Богатырёв В.В., Павленко О.В.), ФГУП «ЦИАМ» (Горячев А.В., Павлюков Е.В., Петров С.Б.), АО «ЛИИ» (Тенишев Р.Х., Щитаев Н.Г., Левченко В.С., Филязов А.М.).

Большой вклад в решение и научное обоснование экспериментальных задач аэродинамики внесли исследователи АО «ЛИИ» (Харин Е.Г., Кожурин

B.Р., Пушков С.Г.) и ГосНИИ ГА (Кушельман В.Я., Мхитарян В.А.).

Следует отметить исследования в рассматриваемых областях аэродинамики, проводимые в учебных заведениях: ФАЛТ МФТИ (Босняков

C.М., Воронич И.В.), МАИ (Скиданов А.М.), МГТУ ГА.

Большой вклад в практическое решение данных задач внесли коллективы отечественных КБ (Туполева, Ильюшина, Яковлева, Сухого).

Необходимо отдать должное зарубежным исследователям, среди которых можно выделить: Ludlam F.H., Whitcomb R.T., Nash J.F., Bradshow P., Mabey D.G., Garuana D., Bento S. de Mattos, Hansen H., Reckzen D., Hoshimi D., Strueber H., Seitz A, Horstmann K.-H.

Работы вышеперечисленных исследователей были направлены в основном на развитие методов разработки эффективных компоновок ВС, обеспечивающих высокие АДХ на различных режимах полёта, включая предельные, а также для различных условий эксплуатации, в том числе в условиях обледенения.

Однако проблема обеспечения наиболее полной реализации АДХ с учётом влияния сертификационных требований практически никем не раскрыта. Особенно это касается требований не непосредственно к АДХ, а требований к самолётным системам, оказывающих влияние на допустимые эксплуатационные режимы полёта и этим ограничивающих возможность более полной реализации АДХ. Отсутствие таких исследований, возможно, объясняется тем, что проблема находится на стыке аэродинамики и теории проектирования систем самолёта.

Кроме того, практически отсутствуют работы по обоснованию теории методов определения соответствия (МОС) некоторым их новых зарубежных сертификационных требований, выполнение которых требует проведения аэродинамических исследований, поэтому в диссертации проведён анализ влияния на аэродинамические характеристики ВС транспортной категории новых сертификационных требований и определены возможности максимально полной реализации аэродинамического совершенства ВС при гарантированном выполнении этих требований.

Цель работы и задачи исследований. Целью работы - повысить конкурентоспособность отечественных самолётов транспортной категории путём обеспечения наиболее полной реализации их аэродинамического совершенства при выполнении новых сертификационных требований по безопасности полёта.

В рамках достижения главной цели были сформулированы и решены следующие взаимосвязанные задачи:

1. Разработаны технические решения по улучшению АДХ транспортных самолётов:

- низкопланов с двигателями большой степени двухконтурности под крылом при различных режимах полёта;

- находящихся в эксплуатации, в том числе путём установки специальных законцовок крыла с ограниченным изгибающим моментом.

2. Обеспечено повышение конкурентоспособности ВС путём расширения области ожидаемых условий эксплуатации (ОУЭ):

- в зоне действия минимума вертикального эшелонирования (Reduced Vertical Seperation Minima - RVSM) путём разработки метода гарантированного выполнении сертификационных требований по точности определения барометрической высоты;

- для условий обледенения путём разработки методов гарантированного выполнения сертификационных требований к работе датчиков системы воздушных сигналов (СВС) и к системе сигнализации обледенения.

Объектом исследований являются: дозвуковые гражданские ВС транспортной категории, авиационные двигатели, функциональные системы ВС.

Предметом исследований в диссертационной работе является аэродинамическое совершенство ВС с учётом ограничений, накладываемых сертификационными требованиями.

Методы исследования. Решение задач диссертационной работы осуществляется на основе комплексных методов исследований, включающих использование современного зарубежного опыта разработки, производства, сертификации и эксплуатации ВС. В работе использованы экспериментальные методы моделирования в аэродинамических трубах, теоретические расчётные методы исследования обтекания ВС воздушным потоком, методы теории вероятностей, математического моделирования. Для определении в полёте

геометрических параметров крыла ВС использован фотограмметрический метод.

Научная новизна диссертационной работы заключается в разработке и обосновании технических решений по повышению аэродинамического совершенства ВС транспортной категории, в том числе с учётом ограничений, накладываемых новыми сертификационными требованиями. В частности, наиболее существенными новыми научными результатами, полученными лично соискателем, являются:

- исследовано влияние сертификационных требований по безопасности полёта на степень реализации аэродинамического совершенства ВС транспортной категории;

- исследованы возможности повышения конкурентоспособности ВС путём расширения ожидаемых условий эксплуатации и более полной реализацией аэродинамического совершенства ВС;

- установлены зависимости влияния двигателей большой степени двухкон-турности на АДХ самолёта-низкоплана для различных режимов полёта; на основе расчётно-экспериментальных исследований разработаны рекомендации по снижению негативных эффектов при обтекании самолёта от влияния двигателей;

- разработаны возможности повышения реализации аэродинамического совершенства ВС от расширения ожидаемых условий эксплуатации, включая условия обледенения, путём гарантированного выполнения сертификационных требований к системам самолёта на основе выявленных зависимостей от параметров, влияющих на результат;

- исследованы возможности улучшения АДХ ВС, находящихся в эксплуатации; разработаны технические решения по повышению аэродинамического совершенства ВС, в том числе путём модификации створок шасси, а также при помощи установки специальных законцовок крыла с ограниченным изгибающим моментом;

- отработана возможность использования при аэродинамическом проектировании законцовок крыла данных лётного эксперимента по замерам деформаций крыла большого удлинения в полёте при помощи фотограмметрического метода.

Степень достоверности результатов исследования. Достоверность результатов исследований данной работы подтверждается:

- использованием методов расчёта обтекания ВС, верифицированных и валидированных на международном уровне для решения конкретных задач;

- совпадением модельных результатов расчётов, полученных другими авторами;

- результатами экспериментальных исследований аэродинамических моделей в АДТ;

- результатами лётных испытаний ВС на различных режимах полёта;

- результатами эксплуатации парка региональных самолётов.

Теоретическая и практическая значимость работы заключается в создании методов повышения аэродинамического совершенства ВС при условии выполнения новых сертификационных требований. В работе получен ряд новых результатов. В частности, выявлены зависимости:

- АДХ самолёта от мест их установки вихрегенераторов на мотогондолах маршевых двигателей;

- АДХ самолёта от параметров работы противообледенительной системы крыла;

- относительной водности потока вокруг ВС от режимов полёта, размеров капель и кристаллов льда;

- показаний датчиков статического давления от мест и качества их установки.

Все полученные результаты исследований апробированы и используются при реализации новых проектов самолётов. Разработанные автором методы проверены практикой и были успешно внедрены на этапах разработки, сертификации, серийного производства и эксплуатации самолётов.

Разработанные в диссертационной работе методы могут быть приняты в качестве основы для разработки официальных методов определения соответствия при сертификации ВС транспортной категории. Инженерные методики, представленные в работе, могут быть рекомендованы авиационным ВУЗам к использованию в учебном процессе.

Положения, выносимые на защиту. На защиту выносятся:

1. Технические решения по снижению негативного влияния двигателей большой степени двухконтурности, расположенных под крылом самолёта-низкоплана, на его аэродинамическое совершенство.

2. Методы реализации аэродинамического совершенства ВС транспортной категории с учётом гарантированного выполнения ограничений, накладываемых новыми сертификационными требованиями:

- к работоспособности датчиков СВС в условиях обледенения;

- к системе сигнализации обледенения;

- к точности определения барометрической высоты полёта.

3. Технические решения по реализации аэродинамического совершенства ВС путём расширения ожидаемых условий эксплуатации, включая условия обледенения, при гарантированном выполнении требований по безопасности полёта.

4. Технические решения по улучшению АДХ ВС, находящихся в эксплуатации, в частности, путём установки специальных законцовок крыла с ограниченным изгибающим моментом.

5. Результаты использования предлагаемых методов и технических решений.

Апробация и реализация работы. Результаты выполненной работы докладывались и получили положительную оценку на международном симпозиуме «Авиационные технологии XXI века» (Москва, 2007 г.), заседаниях школы-семинара ЦАГИ (п. Володарского, 2007, 2008, 2009 гг.), международном авиационно-космическом научно-гуманитарном семинаре им. С.М. Белоцерковского (Москва, 2013 г.), всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и прочности

авиационных конструкций (Новосибирск, 2009, 2011, 2015, 2016 гг.), научно-технических конференциях по аэродинамике ЦАГИ (п. Володарского, 2011, 2012, 2014 - 2017 гг.).

Результаты диссертации использованы:

- в АО «Гражданские самолёты Сухого» при аэродинамическом проектировании и вводе в эксплуатацию самолётов 881-100, 8Б1;

- во ФГУП «ЦАГИ им. профессора Н.Е. Жуковского» и ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина» при разработке самолёта 881-100, а также перспективных самолётов 881-Мв, SSJ-NEW;

- в учебных процессах МГТУ ГА и МФТИ, связанных с вопросами аэродинамического проектирования.

Публикации. Результаты диссертации опубликованы в 38 печатных работах, в том числе в 10 статьях, без соавторства, в научных изданиях, одобренных ВАК на опубликование научных результатов соискателей учёной степени доктора наук. По результатам выполненных работ автором получено 5 патентов на изобретения и Свидетельство о государственной регистрации базы данных. Общий объём публикаций - 10,4 п. л.

Личный вклад автора. Вклад автора состоит в разработке новых теоретических положений по оценке влияния параметров, в том числе и не относящихся напрямую к аэродинамике, на реализацию аэродинамического совершенства; в проведении анализа возможностей снижения негативного влияния на АДХ ВС двигателей большой степени двухконтурности; в разработке методологии вычислительных экспериментов, стендовых испытаний, экспериментов в аэродинамических трубах, а также в обработке их результатов; в участии в подготовке и проведении лётных испытаний самолётов, в обработке их результатов; в участии в обработке данных лётной эксплуатации ВС.

Структура и объём работы. Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения, списка сокращений и условных обозначений, списка литературы, включающего 103 наименования и приложения. Основная часть

работы изложена на 278 страницах машинописного текста, объём приложения -8 страниц. Общий объём диссертации - 303 страницы.

Первая глава работы посвящена проблемам повышения аэродинамического совершенства ВС и методам их решения на этапах проектирования и сертификации.

Учитывая широкое использование на транспортных ВС двигателей большой степени двухконтурности, обладающих малым удельным расходом топлива, проанализированы проблемы, возникающие при расположении таких двигателей под крылом самолёта-низкоплана.

Показано, что на взлётно-посадочных режимах безопасная эксплуатация ВС с низко расположенными над землёй двигателями может быть обеспечена специальными мерами. Неблагоприятное влияние двигателя большой степени двухконтурности, особенно с гондолами со смешением потоков, на обтекание крыла в крейсерском полете может быть уменьшено оптимизацией формы пилонов, а на взлетно-посадочных режимах - размещением на мотогондолах двигателей вихрегенераторов и использованием специальных наплывов в корневой части пилонов («Ьишр»-ов).

Проанализированы особенности аэродинамики транспортного самолёта на режимах сваливания и в условиях обледенения. Предложены рекомендации для решения возникающих проблем.

Вторая глава работы посвящена разработке методов реализации аэродинамического совершенства ВС транспортной категории с учётом гарантированного выполнения ограничений, накладываемых

сертификационными требованиями к системам самолёта.

Разработка методов определения соответствия некоторым из новых сертификационных требований невозможна без проведения глубоких аэродинамических исследований. Представлена разработка и научное обоснование 3-х таких методов, а именно - обеспечивающих выполнение сертификационных требований:

- к работоспособности датчиков СВС в условиях обледенения;

- к системе сигнализации обледенения;

- к точности определения барометрической высоты полёта.

Для получения исходных данных - распределения необходимых параметров вокруг ВС и на его поверхности - в каждом из методов используются теоретические расчёты обтекания. В качестве программного обеспечения для проведения расчётов принят отечественный комплекс «EWT-ЦАГИ», основанный на решении осреднённых уравнений Навье-Стокса.

Проведён анализ новых сертификационных требований для условий обледенения и способы удовлетворения этим требованиям. Рассмотрено влияние особенностей конструкции ВС на процесс сертификации, исследована методология проведения сертификационных испытаний для условий обледенения. Приведены конкретные результаты лётных испытаний. Показано, что разработанные методы могут быть приняты в качестве основы для подготовки соответствующих отечественных официальных МОС новым требованиям. Продемонстрированы примеры удачного использования представленных методов при сертификации ВС по нормам ЕА8А.

Третья глава работы посвящена вопросам оценки возможного изменения аэродинамических характеристик ВС при производстве самолётов и ремонтах основной силовой конструкции планера. Изложены принципы контроля качества внешней поверхности ВС, приведена усовершенствованная инженерная методика определения вредного сопротивления на трансзвуковых режимах полёта. Приведены разработанные требования к допустимым отклонениям от теоретического контура внешней поверхности ВС.

С учётом использования разработанной методики предложена технология непрерывного мониторинга вредного сопротивления внешней поверхности конкретного экземпляра ВС на производстве.

Четвёртая глава работы посвящена исследованиям возможности совершенствования АДХ ВС на этапе эксплуатации в целях сохранения конкурентоспособности на перспективу. Проанализированы некоторые направления улучшения характеристик ВС, связанные как с модификацией их

геометрических параметров, так и с обоснованием ограничений, накладываемых на допустимые режимы полёта.

Приведены примеры расширения ожидаемых условий эксплуатации ВС путём снижения сопротивления на взлётных режимах за счёт модификации створок основных опор шасси (ООШ) и улучшения АДХ при установке законцовок крыла. Описан, разработанный совместно с ЦАГИ, метод, позволяющий обеспечить установку законцовок без значительных доработок конструкции крыла. Особенностью обтекания специальных законцовок является резкий сдвиг центра давления назад при больших Махах, что позволяет уменьшить изгибающий момент крыла. Установка законцовок снижает расход топлива и повышает конкурентоспособность ВС. Представлены результаты использования методики замеров деформаций конструкции ВС фотограмметрическим методом, позволяющей контролировать реализацию оптимальных форм внешней поверхности ВС в полёте.

Автор выражает признательность Ю.П. Чернову и В.М. Полякову - за помощь в проведении расчётных исследований, а М.С. Кубланову - за ценные замечания по оформлению работы.

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННЫЕ ПРОБЛЕМЫ ПОВЫШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОВЕРШЕНСТВА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ И ВОЗМОЖНОСТИ ИХ РЕШЕНИЯ

1.1. Вводные замечания

Основные требования к конструкции и характеристикам ВС транспортной категории с точки зрения обеспечения безопасной эксплуатации изложены в Авиационных правилах [8]. Однако каждый конкретный тип ВС имеет свои особенности, которые следует иметь ввиду при отработке конструкции уже на ранних этапах проектирования.

К современным тенденциям в развитии конструкции транспортных самолётов можно отнести:

- использование турбореактивных двигателей большой и сверхбольшой степени двухконтурности без смешения или со смешением потоков внутреннего и внешнего контуров;

- применение вместо штурвала пассивных или активных боковых ручек управления (БРУ);

- высокую степень автоматизации самолета с использованием в системе дистанционного управления (СДУ) алгоритмов защиты предельных режимов полёта.

Применение на самолёте двигателей с большой степени двухконтурности является одним из главных путей повышения конкурентоспособности с точки зрения топливной экономичности. Расположение же двигателей под крылом позволяет не только разгрузить в полёте конструкцию крыла, но и обеспечить удобный доступ к двигателям на земле в процессе технического обслуживания. Однако такая компоновка на крыле самолёта двигателей большого диаметра приводит к появлению ряда проблем и необходимости проведения исследований по следующим направлениям:

- оценка возможности попадания и обеспечение защиты от попадания посторонних предметов (ППП) в находящийся в непосредственной близости от поверхности земли воздухозаборник маршевой силовой установки на режимах руления, разбега и пробега;

Список литературы диссертационного исследования доктор наук Шевяков Владимир Иванович, 2018 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Развитие методов аэродинамического проектирования крейсерской компоновки дозвуковых самолётов / А.Л. Болсуновский [и др.] // Труды ЦАГИ. 2002. Вып. 2655. С. 133-145.

2. Ляпунов С.В. Разработка и исследование численных схем высокого порядка точности для решения уравнений газовой динамики на неструктурированных сетках: дис. ... докт. физ.-мат. наук. М. 2008. 127 с.

3. Волков А.В. Метод численного исследования обтекания пространственных конфигураций путём решения уравнений Навье-Стокса на основе схем высокого порядка точности: дис. ... докт. физ.-мат. наук. М. 2010. 189 с.

4. Скоморохов С.И. Аэродинамические характеристики и выбор рациональных параметров компоновки «крыло-пилон-гондола» дозвуковых магистральных самолётов: дис. ... канд. техн. наук. Жуковский. 2010. 124 с.

5. Курсаков И.А. Численное моделирование обтекания моделей пассажирских самолётов в условиях ограниченного пространства и влияния элементов конструкции аэродинамической трубы: дис. ... канд. техн. наук. Жуковский. 2011. 136 с.

6. Кажан Е.В. Комбинированный метод численного решения стационарных уравнений Рейнольдса и его применение к моделированию работы воздухозаборника вспомогательной силовой установки в компоновке с фюзеляжем ЛА: дис. ... канд. техн. наук. Жуковский. 2016. 171 с.

7. Румянцев А.Г. Оптимизация механизированных профилей на основе решения уравнений Навье-Стокса: дис. ... канд. техн. наук. Новосибирск. 2011. 194 с.

8. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории: утв. Постановлением 35-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства 23 октября 2015 года. М.: Авиаиздат, 2015. 288 с.

9. Комплексные исследования аэродинамики силовой установки самолета 881-100 / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы ХХ школы-семинара ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов». п. Володарского 26 - 27 февраля 2009 г. Изд-во ЦАГИ. 2009. С. 121-122.

10. Терехин В.А., Шевяков В.И. Использование СББ-методов в проектно-конструкторских работах по самолетам семейства ЯШ // Материалы ХУШ школы-семинара ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов», п. Володарского 1 - 2 марта 2007 г. Изд-во ЦАГИ. 2007. С. 91.

11. Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2008610227 от 09.01.2008 «Программный комплекс для создания геометрии ЛА, создания многоблочной 3-х мерной расчётной сетки, получения полей течения при помощи решения системы уравнений Эйлера и системы уравнений Навье-Стокса, осреднённых по времени и обработки результатов расчёта (EWT)» / Босняков С.М. [и др.].

12. Исследования по разработке аэродинамической компоновки самолета «Сухой Суперджет-100» / В.И. Шевяков [и др.] // Тезисы докладов IX Международного научно-технического симпозиума «Авиационные технологии ХХ1 века» (А8ТЕС'07), Москва 17 августа 2007 г. Изд-во ЦАГИ. 2007. С. 5859.

13. Крыло летательного аппарата и подкрыльевой пилон: патент 2312791 РФ / В.И. Шевяков В.И. [и др.] заявл. 30.10.06; опубл. 20.12.07. Бюл. № 35.

14. Самолет и его стреловидное крыло: патент 2398709 РФ / В.И. Шевяков В.И. [и др.] заявл. 15.06.09; опубл. 10.09.10. Бюл. № 35.

15. Стреловидное крыло самолета и аэродинамический профиль (варианты): патент 2406647 РФ / В.И. Шевяков В.И. [и др.] заявл. 15.06.09; опубл. 20.12.10. Бюл. № 35.

16. Исследования СибНИА по отработке аэродинамики нового регионального самолёта 881-100 на взлётно-посадочных и малоскоростных режимах полёта / В.И. Шевяков [и др.] // Труды всероссийской научно-технической конференции по аэродинамике летательных аппаратов и

прочности авиационных конструкций, Новосибирск 17 - 19 июня 2008 г. Изд-во СибНИА. 2009. С. 50-57.

17. Исследования по разработке аэродинамической компоновки и АДХ самолета SSJ-100 / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XIX школы-семинара ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов», п. Володарского 28 - 29 февраля 2008 г. Изд-во ЦАГИ. 2008. С. 99.

18. Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата и стенд для его осуществления: патент 2421701 РФ / В.И. Шевяков [и др.] заявл. 10.12.09; опубл. 20.06.11. Бюл. № 17.

19. Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления: патент 2421702 РФ / В.И. Шевяков [и др.] заявл. 10.12.09; опубл. 20.06.11. Бюл. № 17.

20. Задачи аэродинамики при сертификации самолета SSJ-100 для условий обледенения / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXIII научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 1 - 2 марта 2012 г. Изд-во ЦАГИ. 2012. С. 97.

21. Аэродинамика самолета SSJ-100 при больших углах атаки и при сваливании / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXII научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 3 - 4 марта 2011 г. Изд-во ЦАГИ. 2011. С. 60.

22. Certification Specifications and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes CS-25 / AMD20, EASA. 2017. 1097 p.

23. Federal Aviation Regulations, Part 25 - Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes FAR-25 / FAA. 2017.

24. Босняков С.М. Практические аспекты решения задач внешней аэродинамики двигателей ЛА в рамках осредненных по времени уравнений Навье-Стокса // Труды ЦАГИ. 2007. Вып. 2671. С. 3-19.

25. Menter F.R. Improved two-equation (k-rn) turbulence models for aerodynamic flows // NASA TM-103975. 1992.

26. Wilcox D.C. Reassessment of the scale determining function for advanced turbulence models // AIAA Journal. 1988. V. 19, N 2. Р. 1299-1310.

27. Jones W.P., Launder B.E. The prediction of laminarization with a two-equation model of turbulence // International Journal of Heat and Mass Transfer. 1972. V. 15. Р. 301-314.

28. Launder B.E., Sharma B.I. Application of the energy dissipation model of the turbulence to the calculation of flow near a spinning disc // Letters in Heat and Mass Transfer. 1974. V. Р. 131-138.

29. Lam C.K.G., Bremhorst K.A. Modified form of the (k-e)-model predicting wall turbulence // J. Fluids Eng. 1981. V. 103. Р. 456-460.

30. Шевяков В.И. К вопросу обеспечения безопасности полетов в условиях обледенения // Научный вестник МГТУ ГА. 2011. № 172. С. 148-152.

31. Лысенков А.В., Терехин В.А, Шевяков В.И. Расчетная оценка характеристик потока вблизи фюзеляжа в условиях обледенения // Материалы XXII научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 3 - 4 марта 2011 г. Изд-во ЦАГИ. 2011. С. 102-103.

32. Шевяков В.И. Решение новых задач аэродинамики в процессе сертификации самолетов транспортной категории - система воздушных сигналов // Научный вестник МГТУ ГА. 2013. № 188. С. 53-60.

33. Results of Lufthansa German Airlines B 727 Flight Test of Rosemount Ice Detector / Lufthansa German Airlines and Rosemount Inc., Dec. 1. 1981.

34. Шевяков В.И. Обеспечение выполнения требований по защите воздушных судов от обледенения // Научный вестник МГТУ ГА. 2012. № 177. С. 72-77.

35. Шевяков В.И., Чернов Ю.П. Методика определения параметров обледенения внешней поверхности самолета // Материалы XXIII научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 1 - 2 марта 2012 г. Изд-во ЦАГИ. 2012. С. 198.

36. Шевяков В.И. Инженерный метод определения соответствия воздушных судов сертификационным требованиям для условий обледенения // Научный вестник МГТУ ГА. 2013. № 188. С. 46-52.

37. Шевяков В.И. Решение новых задач аэродинамики в процессе сертификации самолетов транспортной категории - противообледенительная система // Научный вестник МГТУ ГА. 2014. № 199. С. 74-82.

38. Ludlam F.H. The Heat Economy of Rimed Cylinder // Quarterly Journal of the Royal Meteorological Society. 1951. Vol. 77. Р. 663-666.

39. Мазин И.П. Физические основы обледенения самолетов. М.: Гидрометеорологическое изд-во, 1957. 121 с.

40. Aircraft Icing Handbook / U. S. Department of Transportation FAA, 1991.

386 p.

41. Тенишев, Р. Х. Противообледенительные системы летательных аппаратов / Р. Х. Тенишев. М.: Машиностроение, 1967. 320 с.

42. Долотовский А.В., Лавров В.Н., Терехин В. А. Уровень аэродинамического совершенства самолёта SSJ-100 в сравнении с самолётами-конкурентами по анализу результатов первых 3-х лет эксплуатации // Материалы XXV научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 27 - 28 февраля 2014 г. Изд-во ЦАГИ. 2014. С. 115 - 116.

43. Самолеты дозвуковые. Требования к качеству внешней поверхности : ОСТ 1 02507-92. Взамен ОСТ 1 02507-84 ; введ. 01.01.92. 38 c.

44. Руководство по допуску воздушных судов и Эксплуатантов к полетам в условиях минимума вертикального эшелонирования 1000 фут между эшелонами 290 и 410 включительно (RVSM) в Европейском регионе : утв. ФАС России и АР МАК 28.05.99 : ввод. в действие с 01.11.2001. М.: ФАС России. 1999. 24 с.

45. Федяевский К.К. Расчёт трения поверхностей с местной и общей шероховатостью // Труды ЦАГИ. 1936. Вып. 250. С. 12-40.

46. Ефимов Е.С. Сопротивление технологических неровностей поверхности и надстроек летательных аппаратов при турбулентном пограничном слое в диапазоне чисел М = 0,5 ^ 3,6 // Труды ЦАГИ. 1970. 20 с.

47. Haines A.B. Subsonic Aircraft Drag: An Appreciation of the Standards / A. B. Haines // The Aeronautical Journal of the Royal Aeronautical Society, Mar. 1968. Р. 253-266.

48. Федоренко Г.А. Сопротивление производственных неровностей в турбулентном пограничном слое // Труды ЦАГИ. 1981. Вып. 2100. 36 с.

49. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя: монография. М.: Наука, 1974. 712 с.

50. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа: монография. М.: Наука. 1978. 736 с.

51. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика: монография. М.: Наука, 1991. 600 с.

52. Федоренко Г.А., Павленко Н.В. Надстройки внешней поверхности самолетов (коэффициент аэродинамического сопротивления) : альбом / Изд-во ЦАГИ. 1989. 66 с.

53. Федоренко Г.А. Предварительный анализ потребного качества внешней поверхности сверхзвуковых пассажирских самолётов // Техника воздушного флота. Изд-во ЦАГИ. 1994. № 1-2. С. 18-23.

54. Федоренко Г.А. Размеры технологических зон с повышенными требованиями к состоянию поверхности крыльев с обычными и сверхкритическими профилями // Техника воздушного флота. Изд-во ЦАГИ. 1991. № 3. С. 36-38.

55. Nash, J.F., Bradshow Р. The magnification of roughness drag by pressure gradients // RAS. 1967. I. v. 71. № 673.

56. Шевяков В.И. Аэродинамические критерии качества поверхности ВС // Научный вестник МГТУ ГА. 2011. № 163. С. 133 - 137.

57. Шевяков В.И. Определение вредного сопротивления транспортных воздушных судов на трансзвуковых скоростях // Научный вестник МГТУ ГА. 2014. № 199. С. 62 - 73.

58. Обеспечение требований по вертикальному эшелонированию системой воздушных параметров самолета SSJ-100 / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXII научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 3 - 4 марта 2011 г. Изд-во ЦАГИ. 2011. С. 133 - 134.

59. Aerospace Recommended Practice ARP920. Design and installation of Pitot-static Systems for Transport Aircraft : Submitted for recognition as an American National Standard, Issued 1968-10 ; Revised 1996-10, SAE. 48 p.

60. Международные стандарты и Рекомендуемая практика. Приложение 8 к Конвенции о международной гражданской авиации. Лётная годность воздушных судов. Изд. 11. ИКАО. 2010. 229 с.

61. Шевяков В.И. Способы совершенствования воздушных судов в целях сохранения конкурентоспособности на перспективу // Научный вестник МГТУ ГА. 2015. № 212. С. 66 - 73.

62. Влияние взлётно-посадочных характеристик на коммерческую эффективность эксплуатации пассажирского самолёта / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXVI научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 26 - 27 февраля 2015 г. Изд-во ЦАГИ. 2015. С. 110.

63. Бафтинг летательных аппаратов (по материалам открытой иностранной печати за 1968 - 1985 гг.) : Обзор ЦАГИ. № 687. ОНТИ ЦАГИ. 1989. 105 с.

64. Гарифуллин М.Ф. Бафтинг: монография. М.: Физматлит, 2010. 214 с.

65. Анализ критериев начала бафтинга стреловидного крыла / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXV научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 27 - 28 февраля 2014 г. Изд-во ЦАГИ. 2014. С. 209 - 210.

66. Garuana D., Mignosi А., ^rrege М., Le Pourhiet А., Rodde А.М. Buffet and buffeting control in transonic flow // Aerospace Science and Technology 9. 2005. Р. 605-616.

67. Данилов Д.С., Липатов И.И., Тугазаков Р.Х. К вопросу моделирования бафтинга // Материалы XXIV научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 28 февраля - 1 марта 2013 г. Изд-во ЦАГИ. 2013. С. 116 - 117.

68. Mabey, D. G. Buffeting criteria for a systematic series of wings / D. G. Mabey // Journal of Aircraft, Vol. 26, 1989.- p. 576-582.

69. Birukov V., Bragin N., Garifullin М., Skomorokhov S., Yanin V. Study of pressure oscillations on a swept wing // 12th Seminar TsAGI - ONERA, Paris. 2013. Р. 5.

70. Гарифуллин М.Ф., Скоморохов С.И., Янин В.В. Оценка границ бафтинга крыла // Труды ЦАГИ. 2012. Вып. 2711. С. 116-117.

71. Особенности развития отрыва пограничного слоя на крыле регионального самолёта / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXVI научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 26 - 27 февраля 2015 г. Изд-во ЦАГИ. 2015. С. 94.

72. Исследование обтекания сечения крыла самолета в полете и в аэродинамической трубе / Ю.Я. Герасимов [и др.] // Ученые записки ЦАГИ. Том XIII. 1982. № 3. С. 1-11.

73. Шевяков В.И. Учет влияния бафтинга на безопасность полета при проектировании и эксплуатации пассажирских воздушных судов // Научный вестник МГТУ ГА.- 2012.- № 177. С. 78 - 83.

74. Whitcomb R.T. A design approach and selected wind-tunnel results a high subsonic speeds for wing-tip mounted winglets // NASA TN D 8260. 1976. 30 p.

75. Чичеров Н.А. Некоторые результаты параметрических исследований крыльев с концевыми шайбами // Труды ЦАГИ. 1991. Вып. 2504. С. 22-49.

76. Исследования аэродинамики самолета SSJ-100 на полумодели в аэродинамической трубе Т-128 ЦАГИ / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы ХХ школы-семинара ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов», п. Володарского 26 - 27 февраля 2009 г. Изд-во ЦАГИ. 2009. С. 20.

77. Проектирование скошенных законцовок крыла для самолёта SSJ-100 / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXVI научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 26 - 27 февраля 2015 г. Изд-во ЦАГИ. 2015. С. 65.

78. Jupp J. Wing aerodynamics and the science of compromise // The Aeronautical Journal. Vol. 105. № 1053. 2001. Р. 633-641.

79. Васин И.С., Ципенко В.Г., Шевяков В.И. Учёт влияния статических деформаций конструкции транспортного самолёта на его аэродинамические и лётно-технические характеристики // Обеспечение безопасности полётов при эксплуатации гражданских воздушных судов: сборник научных трудов. М.: МИИГА. 1987. С. 38-47.

80. О влиянии полётной деформации конструкции при эксплуатации транспортного самолёта на аэродинамическую компоновку крыла / В.И. Шевяков [и др.] // Моделирование полета и аэродинамические исследования: сборник научных трудов. Киев: КИИГА. 1988. С. 37-43.

81. Васин И.С., Ципенко В.Г., Шевяков В.И. Влияние статической упругости конструкции на компоновку транспортного самолёта во взлётно-посадочной конфигурации // Обеспечение безопасности полётов при эксплуатации гражданских воздушных судов. Вопросы математического моделирования особых случаев полета: межвузовский тематический сборник научных трудов. М.: РИО МИИГА. 1988. С. 77-83.

82. Васин И.С., Ципенко В.Г., Шевяков В.И. Влияние упругости конструкции на аэродинамические характеристики и безопасность полётов воздушных судов // V Всесоюзная научно-практическая конференция по безопасности полётов «Безопасность полётов и профилактика авиационных

происшествий». 1 - 3 ноября 1988 года. Ленинград. Тезисы докладов. Л.: Изд-во ОЛАГА. 1988. С. 16.

83. Васин И.С., Ципенко В.Г., Шевяков В.И. Оптимизация аэродинамических форм крыла воздушных судов на режимах крейсерского полёта // Моделирование полета и идентификация характеристик воздушных судов гражданской авиации: сборник научных трудов. Киев: КИИГА. 1989. С. 71-77.

84. Кабин С.В., Ципенко В.Г., Шевяков В.И. Приближенная оценка влияния упругих деформаций конструкции на аэродинамические характеристики крыла большого удлинения в области нелинейного изменения по углу атаки // Обеспечение безопасности полётов при эксплуатации гражданских воздушных судов: межвузовский тематический сборник научных трудов. М.: РИО МИИГА. 1989. С. 95 - 103.

85. Шевяков В.И. Учёт статических упругих деформаций конструкции при аэродинамическом проектировании и эксплуатации дозвуковых транспортных воздушных судов. Дисс. ... канд. техн. наук. М. 1989. 195 с.

86. Борисов С.М., Ципенко В.Г., Шевяков В.И. Влияние аэроупругости конструкции самолета Ил-96Т на условия его пилотирования // Международная научно-техническая конференция, посвященная 40-летию образования МГТУ ГА «Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества», 26 мая 2011 года. Москва. Тезисы докладов. М.: Изд-во МГТУ ГА. 2011. С. 104.

87. Исследование аэродинамических характеристик модели самолёта 881-1008У, усовершенствованного для повышения его полезной нагрузки / В.И. Шевяков [и др.] // Тезисы докладов XIII школы-семинара СибНИА «Аэродинамика и динамика полёта летательных аппаратов». 11 - 13 марта 2015 года. Седова заимка. Новосибирск. Изд-во СибНИА. 2015. С. 31 - 33.

88. Долотовский А.В., Шевяков В.И. Результаты использования фотограмметрического метода для определения геометрических параметров крыла самолёта 881-100 // Материалы XXV научно-технической конференции

по аэродинамике, п. Володарского 27 - 28 февраля 2014 г. Изд-во ЦАГИ. 2014. С. 116 - 117.

89. Шевяков В.И. К вопросу определения геометрии крыла транспортного воздушного судна в полёте // Научный вестник МГТУ ГА. 2015. № 212. С. 6065.

90. Кулеш В.П. Бесконтактные измерения геометрических параметров формы, движения и деформации объектов в экспериментальной аэродинамике // Датчики и системы. 2004. № 3. С. 22-27.

91. Ignatyev D.I., Khrabrov A.N., Kolinko К. А., Bazhenov S.G., Shevyakov V.I. Experimental Study of Unsteady Aerodynamic Characteristics of Transport Aircraft in Icing Conditions // 7th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS 2017), Milan, Italy. 2017. 10 p.

92. Экспериментальное исследование влияния обледенения на нестационарные аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета / В.И. Шевяков [и др.] // Материалы XXVII научно-технической конференции по аэродинамике. Изд-во ЦАГИ. 2016. С. 88.

93. Reckzeh D. Multifunctional wing moveables design of the A350XWB and the way to future concepts // 29th International Congress of the Aeronautical Sciences, St. Petersburg, Russia. 2014. 10 p.

94. Strueber H. The aerodynamic design of the A350XWB-900 high lift system // 29th International Congress of the Aeronautical Sciences, St. Petersburg, Russia. 2014. 10 p.

95. Копьев В.Ф. Удовлетворение нормам ИКАО по шуму на местности требует новой методологии создания перспективных магистральных самолётов // Материалы XXV научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 27 - 28 февраля 2014 г. Изд-во ЦАГИ. 2014. С. 151 - 152.

96. Исследование эффекта усиления шума струи вблизи крыла / М.Ю. Зайцев [и др.] // Материалы XXV научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского 27 - 28 февраля 2014 г. Изд. ЦАГИ. 2014. С. 129 - 130.

97. Shevyakov V., Soudakov V. Comparison of numerical and experimental results // FP7 Buffet and Transition delay control investigated within European-Russian cooperation for improved Flight performance (BUTERFLI). Rep. D1.17. EC. 2017. 19 p.

98. Shevyakov V., Soudakov V. Analysis of the technology concepts // FP7 Buffet and Transition delay control investigated within European-Russian cooperation for improved Flight performance (BUTERFLI). Rep. D1.18. EC. 2017. 40 p.

99. Laminar flow panel : Patent № US20120037769 A1 / H.J. Koppelman (USA), P.S.Gregg (USA); The Boeing Company.; 15.08.10; 16.02.12 (USA).

100. Chernyshev S.L., Kiselev A.Ph., Kuryachii A.P. Laminar flow control research at TsAGI: Past and present // Progress in Aerospace Science, Vol. 47, Issue 3. 2011. Р. 169-185.

101. Seitz A., Horstmann K-H. Design Studies on NLF and HLFC Applications at DLR // 27th International Congress of the Aeronautical Sciences 19 -24 September 2010, Nice. 2010. 12 p.

102. Петров А.В. Энергетические методы увеличения подъёмной силы крыла: монография. М.: Физматлит. 2011. 404 с.

103. Passive removal of suction air for laminar fkow control, and associated systems and methods : Patent № US7866609 B2 / Parikh P. G. (USA); The Boeing Company; 15.05.07; 11.01.11 (USA).

296

ПРИЛОЖЕНИЕ

ПАСПОРТ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОВЕРШЕНСТВА внешней поверхности экземпляра самолёта

№___

(по состоянию на ДД.ММ.ГГ)

Контроль установки датчиков СВС и сигнализаторов обледенения выполняется согласно:

- Методике проверки установки датчиков СВС - для датчиков статического давления;

- Таблице П.1 - для датчиков углов атаки, датчиков полного давления, датчиков температуры и сигнализатора обледенения.

Таблица П.1

Параметр Номинальное значение параметра и допуск Измеренное значение

правый левый

Датчики углов атаки

фАоА на Ф1: 89°48'±6' 89°50' 89°52'

фЛоА на Ф2: 89°48'±6' 89°51' 89°50'

Датчики полного давления

фРко1 на Ф1 основной: 2°53'±6' 2°52' 2°54'

фРко1 на Ф1 резервный: 8°75'±6' 8°76' 8°76'

Датчики температуры

фТАТ на Ф1: -6°20'±6' -6°22' 6°21'

Сигнализатор обледенения

ф1СЕ на Ф1: -0°30'±6' -0°31' 0°30'

Минимальный перечень и объём контрольных измерений (Таблица П.2):

Таблица П.2

№ п/п Контролируемый элемент Объём измерений

1 Крыло (ОЧК левая/правая)

1.1 нивелировочные параметры По нивелировочной схеме № .

1.2 предкрылки По таблице измерений № .

1.3 закрылки По таблице измерений № .

1.4 элероны По таблице измерений № .

1.5 интерцепторы По таблице измерений № .

1.6 тормозные щитки По таблице измерений № .

1.7 обтекатели приводов закрылков По таблице измерений № .

1.8 створки ООШ По инструкции № .

2 Фюзеляж

2.1 нивелировочные параметры По нивелировочной схеме № .

2.2 пассажирские и сервисные двери По инструкции № .

2.3 двери БГО По инструкции № .

2.4 створки ПОШ По инструкции № .

3 Обтекатель крыло-фюзеляж По таблице измерений № .

4 Горизонтальное оперение (стабилизатор)

4.1 нивелировочные параметры По нивелировочной схеме № .

4.2 геометрические параметры По таблице измерений № .

5 Вертикальное оперение (киль)

5.1 нивелировочные параметры По нивелировочной схеме № .

5.2 геометрические параметры По таблице измерений № .

6 Мотогондолы и пилоны По таблице измерений № .

ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ТЕКУЩЕГО СОСТОЯНИЯ ВНЕШНЕЙ ПОВЕРХНОСТИ САМОЛЁТА НА АДХ

Контроль нивелировочных параметров.

Таблица П.3

Вид особенности Измеренная величина Влияние на АДХ

1 Отличие от теор. значения крутки правой консоли крыла. Афз п = +1.5° АСх = 10*10-5

2 Отличие от теор. значения крутки левой консоли крыла. Афз л = -0.5° АСх = з*10-5

3 Наличие несимметрии в крутке консолей крыла. Афз п-л = 2.0° Атх =0.005

4 Наличие погрешностей в углах отклонения закрылков. А5з = -1.4° АСу = -0.05

5 Наличие несимметрии в углах отклонения закрылков. А5з п-л = +1.8° Атх = 0.007

6 Наличие крутки между отсеками фюзеляжа. Афф = 2.0° -

7 Наличие изгиба фюзеляжа в горизонтальной плоскости. А z = 100 мм. -

8 Наличие изгиба фюзеляжа в вертикальной плоскости. А у = -150 мм. -

9 Наличие несимметрии в крутке консолей стабилизатора. Афст п-л = 2.0° АСх = 1*10-5

10 Наличие погрешностей в углах отклонения стабилизатора. А фст = -1.4° -

11 Наличие погрешностей в углах отклонения руля высоты. А5в = -1.8° -

12 Наличие погрешностей в угле установки киля. Афво = 1.5° АСх = 1*10-5

13 Наличие погрешностей в углах отклонения руля направления. А фрн = -1.4° -

14 Наличие погрешностей в угле установки мотогондол в горизонтальной плоскости. А^ = 0 з° А мг прав АСх = 1*10-5

15 Наличие погрешностей в угле установки мотогондол в вертикальной плоскости. Афмг прав = 0.2 -

16 Общее увеличение Сх по результатам нивелировки АСх = 16*10-5

КРЫЛО

Предкрылки.

Параметр, номинал Измеренное значение Влияние на АДХ

Левая консоль Правая консоль Левая консоль Правая

Секция 1

Ь1: 1 мм ± 0.5 мм 2.5 2.6 ДСх = 3*10-5 ДСх = 4*10-5

Ь16: 1 мм ± 0.5 мм номинал номинал 0 0

Секция N

Ь1: 1 мм ± 0.5 мм 2.5 2.6 ДСх = 3*10-5 ДСх = 4*10-5

Ь16: 1 мм ± 0.5 мм номинал номинал 0 0

ИТОГО: доп. вредное сопротивление от предкрылков ДСх = 22*10-5

Закрылки. Таблица П.5

Параметр, номинал Измер. значение [мм] Влияние на АДХ

Левая консоль Правая консоль Левая консоль Правая консоль

Секция внутренняя

Ь1: 1 мм ± 0.5 мм 2.2 номинал ДСх = 1*10-5 0

Ь9: 2 мм ± 0.5 мм номинал номинал 0 0

Секция внешняя

Ь1: 1 мм ± 0.5 мм 2.0 номинал ДСх = 1*10-5 0

Ь9: 2 мм ± 0.5 мм номинал 3.0 0 ДСх = 1*10-5

ИТОГО: доп. вредное сопротивление от закрылков ДСх = 7*10-5

Элероны.

Параметр, номинал Измеренное значение [мм] Влияние на АДХ

Левая консоль Правая консоль Левая консоль Правая консоль

Ь1: 10.5 мм ±1.0 мм номинал номинал 0 0

Ь15: 3.3 мм +1.0 номинал номинал 0 0

ИТОГО: доп. вредное сопротивление от элеронов ДСх= 0

Интерцепторы.

Таблица П.7

Параметр, номинал Измеренное значение [мм] Влияние на АДХ

Левая консоль Правая консоль Левая консоль Правая консоль

Секция 1

Ь1: 3.1 мм +1.0 мм 5.2 5.1 ДСх = 1*10"5 ДСх = 1*10"

Ь21: 1.5 мм ± 0.5 мм номинал номинал 0 0

Секция N

Ь1: 3.2 мм +1.0 мм номинал номинал 0 0

Ь21: 1.5 мм ± 0.5 мм 2.8 2.9 ДСх = 1*10"5 ДСх = 1*10"

ИТОГО: доп. вредное сопротивление от интерцепторов ДСх = 8*10"

Тормозные щитки (воздушные тормоза).

Таблица П.8

Параметр, номинал Измеренное значение [мм] Влияние на АДХ

Левая консоль Правая консоль Левая консоль Правая консоль

Секция 1

Ь1: 5.0 мм +1.0 мм 6.2 7.1 ДСх = 1*10"5 ДСх = 2*10"

Ь23: 1.7 мм ± 0.5 мм номинал номинал 0 0

Секция N

Ь1: 5.8 мм ± 1.0 мм номинал номинал 0 0

Ь20: 3.0 мм - 1.0 мм 3.8 4.2 ДСх = 1*10"5 ДСх = 2*10"

ИТОГО: доп. вредное сопротивление от тормозных щитков ДСх = 6*10"

Обтекатели приводов закрылков.

Параметр, номинал Измеренное значение [мм] Влияние на АДХ

Левая консоль Правая консоль Левая консоль Правая консоль

Обтекатель 1

Ь1: 5.0 мм +1.0 мм 6.2 7.1 0 ДСх = 1*10"

Ь№ 1.7 мм ± 0.5 мм номинал номинал 0 0

Обтекатель N

Ь1: 5.0 мм +1.0 мм 6.2 7.1 0 ДСх = 1*10"

Ь№ 1.7 мм ± 0.5 мм 3.5 номинал ДСх = 1*10"5 0

ИТОГО: доп. вредное сопротивление от обтекателей ДСх = 4*10"

Створки основной опоры шасси (ООШ).

Таблица П.10

Параметр, номинал Измеренное значение [мм] Влияние на АДХ

Левый борт Правый борт Левый борт Правый борт

Створка 1

Ь1: 6.0 мм +1.0 мм 7.1 8.2 0 ДСх = 1*10"

Ь№ 6.0 мм ± 2.0 мм номинал номинал 0 0

Створка N

Ь1: 5.0 мм +1.0 мм 6.3 8.0 0 ДСх = 1*10"

Ь№ 1.7 мм ± 0.5 мм 3.8 номинал ДСх = 1*10"5 0

ИТОГО: доп. вредное сопротивление от створок ООШ ДСх = 6*10"

ИТОГО: доп. вредное сопротивление по крылу ДСх = 53*10"5

ФЮЗЕЛЯЖ

Номинальное значение параметра и допуск [мм] Измеренная величина Влияние на АДХ

Пассажирские и сервисные двери

Ь1: 1.1 ± 1.3 2.8 ДСх = 1*10"5

Ь23: 3.1 ± 1.3 5.2 ДСх = 1*10"5

Двери БГО

Ь1: 3.1 ± 1.3 5.8 ДСх = 1*10"5

Ь23: 3.1 ± 1.3 5.0 ДСх = 1*10"5

Створки ПОШ

Ь1: 2.0 ± 1.0 2.8 ДСх = 1*10"5

Ь23: 2.1 ± 1.0 3.8 ДСх = 2*10"5

ИТОГО: доп. вредное сопротивление на фюзеляже ДСх = 7*10"5

Обтекатель крыло-фюзеляж. Таблица П.12

Номинальное значение параметра и допуск [мм] Измеренная величина Влияние на АДХ

Ь1: 2.4 ± 1.2 5.0 ДСх = 1*10"5

Ь№ 2.4 ± 1.2 5.2 ДСх = 1*10"5

ИТОГО: доп. вредное сопротивление на обтекателе ДСх = 5*10"5

СТАБИЛИЗАТОР Таблица П.13

Номинальное значение параметра и допуск [мм] Измеренная величина Влияние на АДХ

Ь1: 5.0 мм ± 1.0 мм (5рв = 0°) 7.3 0

Ь34: 8.1 ± 1.0 мм (фст = 2°, 5рв = 0°) 9.3 0

ИТОГО: доп. вредное сопротивление на стабилизаторе ДСх = 0

КИЛЬ

Номинальное значение параметра и допуск [мм] Измеренная величина Влияние на АДХ

Ь35: 26.0 мм ± 2.6 мм (5рн = 0°) номинал 0

Ь44: 19.77 ± 2.0 мм (5рн = 0°) номинал 0

ИТОГО: доп. вредное сопротивление на киле ДСх = 0

МГ И ПИЛОНЫ Таблица П.15

Параметр, номинал Измеренное значение [мм] Влияние на АДХ

Левый борт Правый борт Левый борт Правый борт

Ь1: 5.0 мм ±1.3 мм 7.5 8.2 ДСх = 1*10"5 ДСх = 2*10"5

Ь23: 5.0 мм ±1.3 мм номинал 7.8 0 ДСх = 1*10"5

ИТОГО: доп. вредное сопротивление на пилонах и МГ ДСх = 6*10"5

ОБЩЕЕ ИЗМЕНЕНИЕ АДХ

По результатам расчётов с рассмотренными величинами дефектов внешней поверхности получены следующие текущие значения вредного сопротивления и изменения АДХ самолёта XXX № УУУ:

Таблица П.16

№ п/п Источник данных Доп. вредное сопротивление Доля от общего превышения Предельный уровень (на 00.00.00)

1 Нивелировка ДСх = 16*10"5 17 % ДСх = 20*10"5

2 Крыло ДСх = 53*10"5 57 % ДСх = 60*10"5

3 Фюзеляж ДСх = 12*10"5 13 % ДСх = 20*10"5

4 Стабилизатор ДСх = 0 0 % ДСх = 20*10"5

5 Киль ДСх = 0 0 % ДСх = 20*10"5

6 МГ и пилоны ДСх = 6*10"5 3 % ДСх = 10*10"5

ИТОГО ДСх = 93*10"5 100 % ДСх = 150*10"5

научного консультанта, доктора технических наук Головкина Михаила Алексеевича о диссертационной работе Шевякова Владимира Ивановича на тему «Разработка теоретических основ и практических методов реализации аэродинамического совершенства самолётов транспортной категории с учётом

выполнения сертификационных требований по безопасности полёта», представленной на соискание учёной степени доктора технических наук по специальности 05.07.01 - Аэродинамика и процессы теплообмена летательных

аппаратов.

Шевяков Владимир Иванович родился 10 мая 1955 года. В 1978 году окончил механико-математический факультет Московского Государственного Университета им. М.В. Ломоносова по кафедре «Аэромеханика и газовая динамика».

С 1977 по 2005 год (с небольшими перерывами) работал в отделе аэродинамики ОКБ им. C.B. Ильюшина.

В 1987 году Шевяков В.И. поступил в заочную аспирантуру Московского института инженеров гражданской авиации (МИИГА) и в 1990 году защитил кандидатскую диссертацию по специальности 05.22.15 - «Эксплуатация воздушного транспорта» на тему «Учёт статических упругих деформаций конструкции при аэродинамическом проектировании и эксплуатации дозвуковых воздушных судов».

С апреля 2005 года Шевяков В.И. работает в АО «Гражданские самолёты Сухого», в настоящее время - начальником департамента аэродинамических характеристик, а также в Московском государственном техническом университете гражданской авиации (МГТУ ГА) доцентом кафедры аэродинамики.

Шевяков В.И. прошёл обучение в докторантуре МГТУ ГА, которую закончил в декабре 2013 года.

В своей диссертационной работе «Разработка теоретических основ и практических методов реализации аэродинамического совершенства самолётов транспортной категории с учётом выполнения сертификационных требований по безопасности полёта» В.И. Шевяков успешно развил методы реализации аэродинамических характеристик воздушных судов (ВС) за счет обеспечения выполнения новых, всё более ужесточающихся сертифицированных требований, которые необходимо учитывать ещё на этапе проектирования ВС. Разработки, представленные в диссертации, позволяют обеспечить подготовку официальных методов определения соответствия при сертификации ВС как по отечественным, так и по зарубежным нормам.

Диссертационная работа В.И. Шевякова представляет собой комплексное, законченное научное исследование, охватывающее широкий круг вопросов: аэродинамики, в том числе трубных и лётных исследований, противообледенительных систем крыла ВС, датчиков системы воздушных

сигналов (СВС) и проведения испытаний СВС в условиях обледенения, оценки изменения аэродинамических характеристик при производстве и ремонтах ВС, представлены оригинальные методы совершенствования ВС на этапе эксплуатации.

Принципиально новыми результатами, представленными в диссертационной работе, являются:

- метод реализации аэродинамического совершенства за счет обеспечения выполнения сертификационных требований сокращённого минимума вертикального эшелонирования путём выбора мест и параметров установки датчиков СВС;

- методы расширения ожидаемых условий эксплуатации самолетов за счет обеспечения выполнения новых сертификационных требований к работе датчиков СВС в условиях обледенения и к системе сигнализации обледенения;

- методы повышения аэродинамического совершенства самолетов, находящихся в эксплуатации, в том числе путём установки законцовок крыла с ограниченным изгибающим моментом.

В целом диссертация В.И. Шевякова представляет собой завершенную научно-квалификационную работу, имеющую важное народно-хозяйственное значение для страны, результаты которой могут быть рекомендованы для широкого внедрения в практику отечественных авиационных КБ.

За время работы над диссертацией Шевяков В.И. проявил большую самостоятельность и эрудицию, зарекомендовал себя как инициативный исследователь высокой квалификации, умеющий ставить и решать сложные научные задачи.

Считаю, что Шевяков В.И., безусловно, заслуживает присуждения ему учёной степени доктора технических наук по специальности 05.07.01 -«Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов».

Научный консультант, главный научный сотрудник, научный руководитель НИО-5 ФГУП «ЦАГИ», д.т.н.

.А. Головкин

Контактные данные: адрес: 140180, г. Жуковский Московской области, ул. Жуковского, д. 1, ФГУП «ЦАГИ».

тел.: раб. 8 495 556 44 69; моб. 8 91Ш e-mail: [e-mail]

Подпись Головкина М.А. удост главный научный сотрудник ФГ учёный секретарь диссертационн Д 403.004.01, доктор физико-математ